RU2562361C1 - Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine - Google Patents
Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2562361C1 RU2562361C1 RU2014114415/06A RU2014114415A RU2562361C1 RU 2562361 C1 RU2562361 C1 RU 2562361C1 RU 2014114415/06 A RU2014114415/06 A RU 2014114415/06A RU 2014114415 A RU2014114415 A RU 2014114415A RU 2562361 C1 RU2562361 C1 RU 2562361C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- cooling air
- turbine
- blade
- air
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к способам интенсификации теплообмена в теплообменных аппаратах, используемых в различных отраслях промышленности, например высокотемпературных роторных машинах. Именно на авиационных двигателях, где максимальный режим работы двигателя по мощности кратковременный, а крейсерские долговременные режимы требуют интенсивного охлаждения рабочих лопаток турбин.The invention relates to methods for intensifying heat transfer in heat exchangers used in various industries, for example, high-temperature rotary machines. It is on aircraft engines, where the maximum engine operating mode for power is short-term, and cruising long-term modes require intensive cooling of the turbine blades.
Известна система охлаждения турбины ТРД (Патент РФ 2159335, МКИ F01D 25/12, опубл. 2000 г.) содержащая последовательно установленные коллектор с управляемыми клапанами на выходе, сообщенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, сопловой аппарат закрутки и каналы охлаждения рабочего колеса.A known turbine turbine cooling system (RF Patent 2159335, MKI F01D 25/12, publ. 2000) containing a sequentially mounted manifold with controlled valves at the outlet, communicated by its inlet with the air cavity of the combustion chamber, a multi-channel duct passing through the internal cavity of the nozzle blades , spin nozzle apparatus and impeller cooling channels.
В указанной конструкции элементы турбины охлаждаются воздухом, отобранным за последней ступенью компрессора, который имеет очень высокий уровень температуры в газовоздушном тракте двигателя. Этот воздух подается на охлаждение рабочих лопаток через диск рабочего колеса в его средней и периферийных зонах. С другой стороны, теплоподвод к диску происходит из газовоздушного тракта турбины через рабочие лопатки и их замковую часть. Высокая температура элементов рабочего колеса приводит к значительным температурным расширениям рабочих лопаток, вследствие чего уменьшается радиальный зазор между статором и рабочим колесом и повышается к.п.д. турбины. Однако высокая температура охлаждающего воздуха приводит к росту температуры периферийной и средней зоны при относительно «холодной» ступице диска. Такая неравномерность температур в диске приводит к высокому уровню напряжений в нем, что уменьшает ресурс двигателя на максимальных режимах.In this design, the elements of the turbine are cooled by air taken after the last stage of the compressor, which has a very high temperature level in the gas-air path of the engine. This air is supplied to cool the blades through the impeller disk in its middle and peripheral zones. On the other hand, the heat supply to the disk comes from the gas-air path of the turbine through the working blades and their locking part. The high temperature of the impeller elements leads to significant temperature expansions of the impellers, as a result of which the radial clearance between the stator and the impeller decreases and the efficiency increases turbines. However, the high temperature of the cooling air leads to an increase in the temperature of the peripheral and middle zones with a relatively "cold" disk hub. Such an uneven temperature in the disk leads to a high level of stresses in it, which reduces the engine resource at maximum speeds.
Известен способ интенсификации теплообмена путем сообщения потоку теплоносителя в теплообменном канале вынужденных колебаний наложением периодических возмущающих импульсов (Авторское свидетельство СССР 1368612, МКИ F28F 13/10, опубл. 1988 г.). Здесь для привода пульсатора используется автономный электродвигатель. Недостатком такой конструкции является наличие громоздкого источника колебаний только для одного неподвижного канала теплоносителя.A known method of intensifying heat transfer by communicating the flow of coolant in the heat transfer channel of forced vibrations by applying periodic disturbing pulses (USSR Author's Certificate 1368612, MKI F28F 13/10, publ. 1988). Here, an autonomous electric motor is used to drive the pulsator. The disadvantage of this design is the presence of a bulky source of oscillations for only one stationary channel of the coolant.
Наиболее близким аналогом того же назначения, что и заявляемое техническое решение, является способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации (Патент РФ 2387846, МПК F01D 5/18, опубл. 2006 г.).The closest analogue to the same purpose as the claimed technical solution is a method of cooling the working blades of a turbine of a double-circuit gas turbine engine and a device for its implementation (RF Patent 2387846, IPC F01D 5/18, publ. 2006).
В соответствии с техническим решением по прототипу способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку в аппарат закрутки и последующий подвод охлаждающего воздуха из аппарата закрутки в канал рабочей лопатки.In accordance with the technical solution of the prototype, the method of cooling the working blades of a turbine of a double-circuit gas turbine engine includes the selection of cooling air from the air cavity of the combustion chamber, its transportation to the swirling apparatus and the subsequent supply of cooling air from the swirling apparatus to the channel of the working blades.
В прототипе повышается экономичность газотурбинного двигателя с высокотемпературной турбиной за счет оптимизации расхода охлаждающего воздуха в рабочих лопатках турбины высокого давления при одновременном сохранении надежности и ресурса работы двигателя. Однако в этом техническом решении не полностью использованы возможности интенсификации теплообмена между охлаждающим воздухом в канале и рабочей лопаткой.The prototype increases the efficiency of a gas turbine engine with a high temperature turbine by optimizing the flow of cooling air in the working blades of the high pressure turbine while maintaining the reliability and service life of the engine. However, this technical solution does not fully utilize the possibilities of intensifying heat transfer between cooling air in the channel and the working blade.
В основу изобретения положено решение задач повышения экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет интенсификации теплообмена путем сообщения потоку охлаждающего воздуха в теплообменном канале каждой рабочей лопатки турбины вынужденных колебаний путем наложения периодических возмущающих импульсов при одновременным сохранении надежности и увеличении ресурса двигателя.The invention is based on the solution of the problems of increasing the efficiency of gas turbine engines with high-temperature turbines by intensifying heat transfer by communicating forced vibrations to the flow of cooling air in the heat exchange channel of each working blade of the turbine by applying periodic disturbing pulses while maintaining reliability and increasing engine life.
Поставленные задачи решаются тем, что способ охлаждения рабочей лопатки турбины газотурбинного двигателя включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку в аппарат закрутки, выполненный на статоре напротив диска турбины и последующий подвод охлаждающего воздуха из аппарата закрутки во вращающийся канал каждой рабочей лопатки.The tasks are solved in that the method of cooling the working blade of a turbine of a gas turbine engine includes the selection of cooling air from the air cavity of the combustion chamber, its transportation to a swirling apparatus made on a stator opposite the turbine’s disk, and then supplying cooling air from the swirling apparatus to the rotating channel of each working blades.
Новым в способе охлаждения рабочей лопатки турбины является то, что через сопла кольцевого аппарата закрутки, равнорасположенные по окружности тангенциально с поворотом в направлении вращения турбины соосно входу в гладкий канал каждой рабочей лопатки, осуществляют прерывистый подвод охлаждающего воздуха. В результате периодического движения ударных волн из сопел аппарата закрутки возбуждают в канале лопатки вынужденные колебания охлаждающего воздуха с частотой первой резонансной гармоники. Причем колебания охлаждаемого воздуха создают с частотой, обусловленной условиями резонанса 
где n - число оборотов ротора турбины на установившемся режиме работы, при котором ГТД может работать неограниченное время, причем n выбирается из условия n=(0,7-0,9)n(макс);where n is the number of revolutions of the turbine rotor at the steady-state mode of operation, in which the gas turbine engine can work for unlimited time, and n is selected from the condition n = (0.7-0.9) n (max) ;
n(макс) - число оборотов ротора турбины на режиме максимальной мощности;n (max) - the number of revolutions of the turbine rotor at maximum power;
λ - длина волны колебаний потока охлаждающего воздуха в канале;λ is the wavelength of the oscillations of the flow of cooling air in the channel;
К - показатель адиабаты для воздуха;K is the adiabatic exponent for air;
g - ускорение свободного падения;g is the acceleration of gravity;
R - газовая постоянная;R is the gas constant;
Тох.возд - температура охлаждающего воздуха на входе в канал рабочей лопатки;T okh.vozd - the temperature of the cooling air at the entrance to the channel of the working blades;
ι - длина канала лопатки.ι is the length of the channel of the scapula.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленных задач, так как:These essential features provide a solution to the tasks, as:
- осуществление прерывистого подвода охлаждающего воздуха через сопла кольцевого аппарата закрутки, расположенные по окружности тангенциально с поворотом в направлении вращения турбины соосно входу в канал каждой лопатки за счет цикличного совпадения осей каналов сопел аппарата закрутки с входом в канал каждой рабочей лопатки, расположенный тангенциально с поворотом на переднем торце хвостовика лопатки, в результате периодического движения ударных волн в канале охлаждения каждой рабочей лопатки обеспечивает деформацию пограничного слоя в канале и интенсифицирует теплообмен между нагретой лопаткой и воздушным потоком, что сокращает расход охлаждающего воздуха и повышает экономичность двигателя;- the intermittent supply of cooling air through the nozzles of the annular swirling apparatus located tangentially with a rotation in the direction of rotation of the turbine coaxially with the entrance to the channel of each blade due to the cyclical coincidence of the axes of the channels of the nozzles of the swirling device with the entrance to the channel of each working blade located tangentially with a turn on the front end of the shank of the blade, as a result of the periodic movement of shock waves in the cooling channel of each working blade provides deformation of the boundary o layer in the channel and intensifies heat transfer between the heated blade and the air flow, which reduces the flow of cooling air and increases the efficiency of the engine;
- возбуждение в канале каждой лопатки вынужденных колебаний охлаждающего воздуха с частотой первой резонансной гармоники за счет периодического движения ударных волн из сопел аппарата закрутки турбулизируют течение воздуха в канале, что усиливает теплообмен между лопаткой и охлаждающим воздухом и понижает температуру лопатки, сохраняя надежность и увеличивая ресурс двигателя;- the excitation in the channel of each blade of forced oscillations of cooling air with a frequency of the first resonant harmonic due to the periodic movement of shock waves from the nozzles of the swirl apparatus turbulents the air flow in the channel, which enhances heat transfer between the blade and cooling air and reduces the temperature of the blade, while maintaining reliability and increasing engine life ;
- создание колебаний охлаждаемого воздуха с частотой, определяемой условиями резонанса 
Существенные признаки по способу охлаждения рабочей лопатки турбины могут иметь развитие и дополнения.The essential features for the method of cooling the turbine blade can be developed and supplemented.
Осуществление подвода охлаждающего воздуха из сопел аппарата закрутки соосно на вход в канал каждой рабочей лопатки, расположенный тангенциально с поворотом относительно продольной оси двигателя на переднем торце хвостовика лопатки, повышает надежность двигателя.The supply of cooling air from the nozzles of the swirling device coaxially to the entrance to the channel of each working blade, located tangentially with rotation relative to the longitudinal axis of the engine at the front end of the shank of the blade, increases engine reliability.
Таким образом, решены поставленные задачи повышения экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет интенсификации теплообмена путем сообщения потоку охлаждающего воздуха в теплообменном канале каждой рабочей лопатки турбины вынужденных колебаний наложением периодических возмущающих импульсов при одновременном сохранении надежности и увеличении ресурса двигателя.Thus, the objectives have been solved to increase the efficiency of gas turbine engines with high-temperature turbines due to the intensification of heat transfer by communicating to the flow of cooling air in the heat exchange channel of each working blade of the turbine the forced oscillations by applying periodic disturbing pulses while maintaining reliability and increasing engine life.
Настоящее изобретение поясняется последующим описанием способа охлаждения рабочей лопатки турбины газотурбинного двигателя, представленного на чертежах фиг. 1-10, где:The present invention is illustrated by the following description of a method for cooling a rotor blade of a turbine of a gas turbine engine shown in the drawings of FIG. 1-10, where:
на фиг. 1 представлен продольный разрез турбины, реализующей способ охлаждения рабочей лопатки турбины газотурбинного двигателя;in FIG. 1 is a longitudinal section through a turbine that implements a method for cooling a turbine blade of a gas turbine engine;
на фиг. 2 - вид А на передний торец кольцевого аппарата закрутки;in FIG. 2 - view And on the front end of the annular spin apparatus;
на фиг. 3 - распределение относительной теплоотдачи по длине канала охлаждения;in FIG. 3 - distribution of relative heat transfer along the length of the cooling channel;
на фиг. 4 - осциллограмма пульсации скорости воздушного потока на входе в рабочую лопатку при возбуждении в каналах рабочих лопаток резонансных колебаний;in FIG. 4 is an oscillogram of the pulsation of the air flow velocity at the entrance to the working blade when the resonance oscillations are excited in the channels of the working blades;
на фиг. 5 - осциллограмма пульсации скорости воздушного потока на входе в рабочую лопатку при отсутствии в каналах рабочих лопаток резонансных колебаний;in FIG. 5 is an oscillogram of the pulsation of the air flow velocity at the entrance to the working blade in the absence of resonant vibrations in the channels of the working blades;
на фиг. 6 - схема термометрирования газотурбинного двигателя;in FIG. 6 is a diagram for thermometering a gas turbine engine;
на фиг. 7 - схема расположения точек измерения температуры поверхности профиля рабочей лопатки в среднем сечении по высоте лопатки;in FIG. 7 is a diagram of the location of measuring points of the surface temperature of the profile of the working blade in the middle section along the height of the blade;
на фиг. 8 - схема измерения температуры газа на вращающейся лопатке;in FIG. 8 is a diagram of measuring gas temperature on a rotating blade;
на фиг. 9 - схема расположения точки измерения температуры охлаждающего воздуха на входе в канал рабочей лопатки;in FIG. 9 is a diagram of the location of the temperature measuring point of the cooling air at the entrance to the channel of the working blade;
на фиг. 10 - вид В на фиг. 6 переднего торца хвостовика рабочей лопатки.in FIG. 10 is a view B in FIG. 6 front end of the shank of the working blade.
Устройство охлаждения рабочей лопатки 1 турбины 2 газотурбинного двигателя (см. фиг. 1, 2) имеет воздушную полость 3 в камере сгорания 4 и гладкий канал 5 в каждой лопатке 1. Устройство также содержит кольцевой аппарат 6 закрутки воздуха, расположенный на статоре напротив турбины 2. Аппарат 6 закрутки воздуха снабжен равномерно расположенными по окружности соплами 7. Сопла 7 размещены тангенциально с поворотом в направлении вращения турбины 2 соосно входу 8 в канал 5 каждой лопатки 1. Вход 8 в канал 5 каждой рабочей лопатки 1 расположен тангенциально с поворотом относительно продольной оси двигателя на переднем торце хвостовика лопатки 1.The cooling device for the working blade 1 of a
Охлаждение каждой рабочей лопатки газотурбинного двигателя по предлагаемому способу осуществляют в следующем порядке. При работе двигателя из воздушной полости 3 в камере сгорания 4 отбирают охлаждающий воздух и транспортируют его в аппарат закрутки 6. Через сопла 7 из аппарата 6 закрутки воздуха осуществляют прерывистый подвод охлаждающего воздуха на вход 8 в канал 5 каждой рабочей лопатки 1 турбины 2. В результате периодического движения ударных волн из сопел 7 аппарата 6 закрутки возбуждают в каждом канале 5 лопатки 1 вынужденные колебания охлаждающего воздуха с частотой первой резонансной гармоники. Колебания охлаждаемого воздуха создают с частотой, определяемой условиями резонанса, скоростью звука и длиной волны по заданным соотношениям. Тем самым интенсифицируют теплообмен в канале 5 между лопаткой 1 и охлаждающим воздухом, обеспечивая экономичность ГТД при одновременном сохранения надежности и увеличении ресурса газотурбинного двигателя.The cooling of each working blade of a gas turbine engine according to the proposed method is carried out in the following order. When the engine is running, cooling air is taken from the
Для проверки и обоснования предложенного технического решения были проведены экспериментальные исследования.To verify and justify the proposed technical solution, experimental studies were conducted.
По данным автора и других источников, как отечественных, так и иностранных (SU 699314, 909564, 1368612, 1605129, 1740957; US 5397217), следует, что при колебании давления в гладких каналах коэффициент теплообмена претерпевает изменения, в частности, имеет место увеличение коэффициента теплоотдачи.According to the author and other sources, both domestic and foreign (SU 699314, 909564, 1368612, 1605129, 1740957; US 5397217), it follows that when the pressure fluctuates in smooth channels, the heat transfer coefficient undergoes a change, in particular, there is an increase in the coefficient heat transfer.
Результаты экспериментов при продольных колебаниях воздушного потока в канале были представлены в виде зависимости относительного коэффициента теплоотдачи от длины канала (см. фиг. 3:The results of experiments with longitudinal fluctuations in the air flow in the channel were presented in the form of a dependence of the relative heat transfer coefficient on the channel length (see Fig. 3:
где Nu, Nuo - число Нуссельта при пульсации воздушного потока и при отсутствии пульсации соответственно;where N u , N uo is the Nusselt number for pulsation of the air flow and in the absence of ripple, respectively;
x - текущая длина канала охлаждения рабочей лопатки турбины;x is the current length of the cooling channel of the turbine blade;
d - диаметр канала охлаждения рабочей лопатки турбины.d is the diameter of the cooling channel of the turbine blade.
При постоянной скорости воздушного потока, фиксированной амплитуде колебаний давления и частоте изменение местного коэффициента теплоотдачи 
где 
Из фиг. 3 также следует, что когда на длине канала 5 укладывается половина длины волны, а максимум теплоотдачи приходится на середину канала 5. Результаты статических исследований теплообмена пульсирующего потока воздуха в канале были перенесены в каналы вращающихся рабочих лопаток.From FIG. 3 it also follows that when half the wavelength is laid along the length of the
С целью оценки характера колебаний и их интенсивности на входе в каналы охлаждения выполнялось измерение пульсаций скорости охлаждающего воздуха. Измерения потока воздуха с пульсаций скорости сравнивались со случаем течения воздуха, когда в каналах рабочих лопаток не возбуждались резонансные колебания.In order to assess the nature of the oscillations and their intensity at the entrance to the cooling channels, we measured the pulsations of the cooling air velocity. Measurements of air flow from velocity pulsations were compared with the case of air flow when resonant vibrations were not excited in the channels of the working blades.
При взаимодействии струй с приемными отверстиями рабочих лопаток на входе в каналы охлаждения возникают колебания с частотойWhen the jets interact with the receiving holes of the blades at the entrance to the cooling channels, oscillations occur with a frequency
где, например, 
n=8800 об/мин - число оборотов ротора на крейсерском режиме.n = 8800 rpm - the number of revolutions of the rotor in cruising mode.
Чтобы на длине канала охлаждения воздухом рабочей лопатки турбины укладывалась половина длины волны, количество воздухоподводящих сопел необходимо рассчитать исходя из выражения 
При этом С - скорость звука, f - частота колебаний, Тохл≅618,2К - температура охлаждающего воздуха на входе в рабочие лопатки, имеем λ=120 мм., что соответствует λ/2=L, где L - длина рабочей лопатки.Thus C - speed of sound, f - frequency of oscillations and T OHL ≅618,2K - cooling air temperature at the inlet of the blades, we have λ = 120 mm, which corresponds to λ / 2 = L, where L -. The length of the rotor blade.
Это следует из осциллограммы пульсаций скорости (см. фиг. 4), полученной на входе 8 в канал 5 рабочей лопатки 1 (см. фиг. 1).This follows from the oscillogram of the velocity pulsations (see Fig. 4) obtained at the
При условии, когда в каналах рабочих лопаток не возбуждались резонансные колебания, описанный выше эффект обнаружен не был (см. фиг. 5).Provided that resonant vibrations were not excited in the channels of the working blades, the effect described above was not detected (see Fig. 5).
При резонансных колебаниях охлаждающего воздуха в каналах рабочих лопаток необходимо, чтобы на длине канала укладывалось половина длины волны (λ/2), тогда теплообмен претерпевает существенное изменение по сравнению с условием, когда таковое отсутствовало (см. таблицу ).With resonant vibrations of cooling air in the channels of the working blades, it is necessary that half the wavelength (λ / 2) is laid along the channel length, then the heat exchange undergoes a significant change compared to the condition when it was absent (see table).
Экспериментальные исследования температурного состояния рабочих лопаток ГТД были проведены на одновальном турбокомпрессоре, который представлял собой узел газогенератора (см. фиг. 6). Для большей достоверности экспериментальных результатов испытаний оценка эффективности охлаждения проводилась при одинаковых условиях: исходный вариант (без пульсирующей подачи охлаждающего воздуха) и вариант при пульсирующем потоке воздуха. В общей сложности газогенератор испытывался 3 раза.Experimental studies of the temperature state of GTE rotor blades were carried out on a single-shaft turbocharger, which was a gas generator assembly (see Fig. 6). For greater reliability of the experimental test results, the cooling efficiency was evaluated under the same conditions: the initial version (without a pulsating supply of cooling air) and the variant with a pulsating air flow. In total, the gas generator was tested 3 times.
Два раза испытания проводились с пульсирующим подводом (первая и вторая сборка) и с исходной системой воздухоподвода (третья сборка при отсутствии пульсации).Two times the tests were carried out with a pulsating inlet (first and second assembly) and with the original air supply system (third assembly in the absence of ripple).
Для определения относительной глубины охлаждения рабочие лопатки ГТД дорабатывались и препарировались «хромель - алюмелевыми» термопарами. Измерение температуры на поверхности профиля штатной рабочей лопатки выполнялось в среднем сечении по высоте вращающейся лопатки (см. фиг. 7). Измерение температуры газа на вращающейся лопатке выполнялось по схеме, представленной на фиг. 8. Температура охлаждающего воздуха измерялась термопарами на входе в каналы лопаток (см. фиг. 9).To determine the relative cooling depth, the GTE rotor blades were finalized and prepared with chromel - alumel thermocouples. The temperature measurement on the surface profile of the standard working blades was carried out in the middle section along the height of the rotating blades (see Fig. 7). The measurement of gas temperature on a rotating blade was carried out according to the circuit shown in FIG. 8. The temperature of the cooling air was measured by thermocouples at the entrance to the channels of the blades (see Fig. 9).
ЭДС от термопар рабочих лопаток передавалась по изолированным проводам 9 (см. фиг. 6), проложенным по диску, и далее через трубопровод, установленный в вале турбокомпрессора, к токосъемному устройству 10 (см. фиг. 6), расположенному во ВНА компрессора высокого давления, и далее через медные провода к приборам измерения температуры типа ЭПП-09.The emf from the thermocouples of the rotor blades was transmitted through insulated wires 9 (see Fig. 6), laid along the disk, and then through a pipeline installed in the shaft of the turbocompressor, to the collector 10 (see Fig. 6) located in the VNA of the high-pressure compressor , and then through copper wires to temperature measuring devices such as EPP-09.
Для сравнения эффективности охлаждения лопаток пульсирующим потоком при возбуждении в каналах рабочих лопаток резонансных колебаний с вариантом, когда резонансные колебания отсутствовали, сборки подбирались таким образом, чтобы режимы работы для трех сборок газогенератора были одинаковыми.In order to compare the cooling efficiency of the blades with a pulsating flow during the excitation of resonant vibrations in the channels of the working blades with the option when there were no resonant vibrations, the assemblies were selected so that the operating modes for the three gas generator assemblies were the same.
Результаты термометрирования рабочих лопаток газогенератора для различных участков профиля по всем трем сборкам представлены в безразмерном виде θ в таблице 1:The results of thermometering the working blades of the gas generator for different sections of the profile for all three assemblies are presented in dimensionless form θ in table 1:
где 
tл - температура лопатки,t l - the temperature of the scapula,
tв - температура охлаждающего воздуха.t in - temperature of the cooling air.
На основании проведенного экспериментального исследования можно сделать вывод, что при резонансных колебаниях охлаждающего воздуха в каналах рабочих лопаток необходимо, чтобы на длине канала укладывалась половина длины волны (λ/2), тогда теплообмен претерпевает существенное увеличение по сравнению с условием, когда отсутствуют такие колебания.Based on the experimental study, we can conclude that with resonant vibrations of cooling air in the channels of the blades it is necessary that half the wavelength (λ / 2) is laid along the channel length, then the heat exchange undergoes a significant increase compared to the condition when there are no such vibrations.
Для подтверждения возникновения резонансных колебаний потока воздуха в охлаждающих каналах рабочих лопаток при различных способах подвода охлаждающего воздуха выполнялось измерение пульсации скорости на входе 8 в канал 5 рабочей лопатки 1 (см. фиг. 1). Измерение производилось при помощи датчика 11 термоанемометра (см. фиг. 10), рабочий элемент которого представлял собой вольфрамовую или платиновую нить диаметром 10-15 мкм и длиной L=3-3,5 мм. На фиг. 10 представлена схема установки нити датчика 11 на входе 8 в канал 5 рабочей лопатки.To confirm the occurrence of resonant fluctuations in the air flow in the cooling channels of the blades for various methods of supplying cooling air, a measurement was made of the velocity pulsation at the
Нагреваемая током нить датчика 11 (фиг. 10) включена в электрическую цепь термоанемометра (не показано) через токосъемник, усилитель-преобразователь сигналов и переключатель (патент RU №137610). Блок ввода первичных данных, датчик частоты вращения и термоанемометр подключены установочными проводами 12 (см. фиг. 6) к блоку программирования и обработки сигналов. Выход блока программирования и обработки сигналов соединен с входом индикатора (не показано). Вход канала охлаждения выполнен со стороны переднего торца хвостовика лопатки, а нагреваемая током нить датчика 11 установлена в нем радиально (см. фиг. 10) на входе 8 в канал 5 охлаждения лопатки (см. фиг. 1).The sensor-
На основании экспериментального исследования, проведенного на газогенераторе (
где
можно сделать следующие выводы:the following conclusions can be drawn:
- сочетание струйного подвода воздуха к рабочим лопаткам ГТД с возбуждением резонансных колебаний во внутренних каналах рабочих лопаток приводит к заметному увеличению эффективности охлаждения рабочих лопаток I и II сборки (см. таблицу 1);- the combination of the jet air supply to the GTE rotor blades with the excitation of resonant vibrations in the internal channels of the rotor blades leads to a noticeable increase in the cooling efficiency of the rotor blades I and II of the assembly (see table 1);
- сравнительные испытания, выполненные на газогенераторе с равномерным подводом воздуха (III сборка) и пульсационной подачей воздуха (I и II сборки) при условии, когда на длине канала 5 рабочей лопатки 1 укладывается половина длины волны, показали, что при одинаковых параметрах работы относительное увеличение эффективности охлаждения θ составляет 55% (см. таблицу 1);- comparative tests performed on a gas generator with a uniform air supply (III assembly) and pulsating air supply (I and II assembly), provided that half the wavelength is laid along the length of the
- влияние способа подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам на увеличение относительной эффективности охлаждения подтверждаются также прямыми измерениями пульсации скорости на входе в рабочие лопатки (см. фиг. 4).- the influence of the method of supplying cooling air to the rotor blades to increase the relative cooling efficiency is also confirmed by direct measurements of the velocity pulsation at the entrance to the rotor blades (see Fig. 4).
Claims (2)
где n - число оборотов ротора турбины на установившемся режиме работы, при котором двигатель может работать неограниченное время, причем n выбирается из условия n=(0,7-0,9)n(макс);
n(макс) - число оборотов ротора турбины на режиме максимальной мощности;
Z - число воздухоподводящих сопел к каналам охлаждения рабочих лопаток турбины в аппарате закрутки статора;
λ - длина волны колебаний потока охлаждающего воздуха в канале;
К - показатель адиабаты для воздуха;
g - ускорение свободного падения;
R - газовая постоянная;
Tох.возд - температура охлаждающего воздуха на входе в канал рабочей лопатки;
where n is the number of revolutions of the turbine rotor at a steady-state mode of operation, in which the engine can run for unlimited time, and n is selected from the condition n = (0.7-0.9) n (max) ;
n (max) - the number of revolutions of the turbine rotor at maximum power;
Z is the number of air supply nozzles to the cooling channels of the turbine blades in the stator spin apparatus;
λ is the wavelength of the oscillations of the flow of cooling air in the channel;
K is the adiabatic exponent for air;
g is the acceleration of gravity;
R is the gas constant;
T okh.vozd - the temperature of the cooling air at the entrance to the channel of the working blades;
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014114415/06A RU2562361C1 (en) | 2014-04-14 | 2014-04-14 | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014114415/06A RU2562361C1 (en) | 2014-04-14 | 2014-04-14 | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2562361C1 true RU2562361C1 (en) | 2015-09-10 |
Family
ID=54073633
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014114415/06A RU2562361C1 (en) | 2014-04-14 | 2014-04-14 | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2562361C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2627490C1 (en) * | 2016-11-15 | 2017-08-08 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method for increasing gas turbine engine life by start number |
| 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 |
| RU2732653C1 (en) * | 2020-03-24 | 2020-09-21 | Николай Борисович Болотин | Method of cooling and regulating radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for implementation thereof |
| CN113153444A (en) * | 2021-04-09 | 2021-07-23 | 西安交通大学 | Turbine blade internal impingement cooling structure based on ultrasonic wave enhanced heat transfer |
| RU2769743C1 (en) * | 2020-12-14 | 2022-04-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Method for cooling the buckets of the turbine of a gas turbine engine and apparatus for implementation thereof |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU444931A1 (en) * | 1972-07-04 | 1974-09-30 | Киевский Технологический Институт Пищевой Промышленности | The method of intensification of the heat exchange process |
| SU1368612A1 (en) * | 1986-07-14 | 1988-01-23 | Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Method of intesifying heat exchange |
| RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
-
2014
- 2014-04-14 RU RU2014114415/06A patent/RU2562361C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU444931A1 (en) * | 1972-07-04 | 1974-09-30 | Киевский Технологический Институт Пищевой Промышленности | The method of intensification of the heat exchange process |
| SU1368612A1 (en) * | 1986-07-14 | 1988-01-23 | Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Method of intesifying heat exchange |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2627490C1 (en) * | 2016-11-15 | 2017-08-08 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method for increasing gas turbine engine life by start number |
| RU2732653C1 (en) * | 2020-03-24 | 2020-09-21 | Николай Борисович Болотин | Method of cooling and regulating radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for implementation thereof |
| 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 |
| RU2769743C1 (en) * | 2020-12-14 | 2022-04-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Method for cooling the buckets of the turbine of a gas turbine engine and apparatus for implementation thereof |
| CN113153444A (en) * | 2021-04-09 | 2021-07-23 | 西安交通大学 | Turbine blade internal impingement cooling structure based on ultrasonic wave enhanced heat transfer |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2562361C1 (en) | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine | |
| JP5825811B2 (en) | Method, system, and apparatus for calculating tip clearance in turbine engine | |
| KR101070904B1 (en) | Radial turbine wheel | |
| US20110203291A1 (en) | Methods and systems relating to fuel delivery in combustion turbine engines | |
| US7810384B2 (en) | Power turbine test apparatus | |
| JP2013144977A (en) | Turbomachine blade monitoring system | |
| CN110726562B (en) | Diffuser and flame tube optimization matching experimental research device | |
| US20150152743A1 (en) | Method for minimizing the gap between a rotor and a housing | |
| JP2015007425A (en) | Optical monitoring system for gas turbine engine | |
| US20190277676A1 (en) | System and method of measuring turbine vane cooling air consumption during engine operation | |
| CN108071490A (en) | For the cooling system of turbogenerator | |
| JP2012112378A (en) | Sensor assembly for use with turbomachine and methods for assembling the same | |
| GB2297384A (en) | Testing rotor blades | |
| US20130330173A1 (en) | Method for determining the diameter of a rotor, which is equipped with rotor blades, of a turbomachine | |
| EP3995669A1 (en) | Seal cooling | |
| Wu et al. | Measurement of pressures and temperatures in a cover-plate pre-swirl system | |
| RU2348910C1 (en) | Method of turbocharger trial | |
| CN116380383A (en) | Aeroengine blade vibration testing device | |
| US4581887A (en) | Pulsation valve | |
| Simonassi et al. | On the Influence of an Acoustically Optimized Turbine Exit Casing Onto the Unsteady Flow Field Downstream of a Low Pressure Turbine Rotor | |
| Kim et al. | Effect of fillet radius of receiver hole on the performance of gas turbine pre-swirl system | |
| CN109612663B (en) | Rotary high-frequency alternating airflow excitation test device | |
| Simonassi et al. | On the influence of an acoustically optimized turbine exit casing onto the unsteady flow field downstream of a low pressure turbine rotor | |
| RU2525061C1 (en) | Method for diagnostics of flutter of runner blades in axial turbomachine | |
| Childs et al. | Internal air systems experimental rig best practice |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |