RU2686245C1 - Cooled blade of gas turbine - Google Patents

Cooled blade of gas turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2686245C1
RU2686245C1 RU2018139934A RU2018139934A RU2686245C1 RU 2686245 C1 RU2686245 C1 RU 2686245C1 RU 2018139934 A RU2018139934 A RU 2018139934A RU 2018139934 A RU2018139934 A RU 2018139934A RU 2686245 C1 RU2686245 C1 RU 2686245C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
partition
edge
radial
channel
holes
Prior art date
Application number
RU2018139934A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Игорь Владимирович Шевченко
Сергей Константинович Осипов
Иван Игоревич Комаров
Игорь Александрович Милюков
Дарья Михайловна Харламова
Original Assignee
федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") filed Critical федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ")
Priority to RU2018139934A priority Critical patent/RU2686245C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2686245C1 publication Critical patent/RU2686245C1/en

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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.SUBSTANCE: cooled gas turbine blade contains a hollow feather with an inlet and an outlet edges, a lock part and an end wall. In the hollow feather a partition is installed. Between the input edge wall and the partition there is an input edge cooling channel, and between the end wall and the partition an axial channel is located. In the peripheral part of the output edge slit channel is located. In the middle part of the hollow feather the first, the second and the third radial partitions are installed, by which the first, the second and the third radial channels are formed accordingly. Distributing holes are made in the third radial partition. Behind the third radial partition wall in the output edge slot channel the matrix of coplanar channels is installed. In the lock part the nozzle is installed. Ribs-intensifiers are installed on walls of cooling channel of inlet edge, axial, first, second and third radial channels. In the cooling channel of the inlet edge a wavy partition with holes is installed. Holes in wavy partition are made directly at inner surface of inlet edge wall. Pitch of the holes is equal to the step of the wave of the wavy partition and is (1.5–2.2) h, where h is the height of the wave of the wavy partition wall at the section of its connection with the partition. Holes are located in the sections of minimum narrowing of the first and the second adjacent channels formed by the wavy partition.EFFECT: invention is aimed at improvement of cooling efficiency of the inlet edge.1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к турбостроению, в частности, к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур.The invention relates to turbine construction, in particular, to a cooled gas turbine blade, designed primarily for work in the field of high temperatures.

Известны охлаждаемые лопатки газовых турбин с тонкостенным полым пером, через которое организуют пропускание охлаждающего воздуха для обеспечения конвективного теплообмена. Такие лопатки имеют наиболее широкое распространение из-за простоты достижения охлаждающего эффекта. Однако они могут применяться для работы в диапазоне температур газа на входе в газовую турбину, не превышающем 1500-1800 К. В области более высоких температур необходимо использовать дополнительные средства, обеспечивающие интенсификацию теплообмена при относительно небольшом расходе охлаждающей среды, особенно для участка входной кромки.Known cooled blades of gas turbines with a thin-walled hollow pen, through which organize the transmission of cooling air to ensure convective heat exchange. Such blades are the most widespread due to the ease of achieving the cooling effect. However, they can be used to work in the gas temperature range at the inlet to the gas turbine not exceeding 1500-1800 K. In the higher temperature region, additional means must be used to ensure the intensification of heat exchange with a relatively small flow rate of the cooling medium, especially for the inlet edge section.

Известна лопатка газовой турбины с петлевой системой охлаждения (патент US №7967563, МПК F01D 5/08, публ. 28.06.2011), содержащая полое перо с входной и выходной кромками, перегородки, формирующие три радиальных канала, которые расположены вдоль входной кромки, в серединной части пера и вдоль выходной кромки. На стенках радиальных каналов выполнены наклонные ребра для интенсификации теплоотдачи к охлаждающему воздуху. Воздух в соседних радиальных каналах течет в противоположных направлениях. В выходной кромке выполнены щелевые каналы для выпуска воздуха в проточную часть турбины.A known gas turbine blade with a loopback cooling system (US Patent No. 7967563, IPC F01D 5/08, publ. 06/28/2011), containing a hollow feather with inlet and outlet edges, partitions forming three radial channels that are located along the inlet edge the middle part of the pen and along the exit edge. On the walls of the radial channels, inclined ribs are made to intensify heat transfer to the cooling air. The air in the adjacent radial channels flows in opposite directions. In the output edge is made of slotted channels for air release into the flow part of the turbine.

Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения участка входной кромки, что обусловлено небольшим перепадом давления в канале расположенном вдоль входной кромки и, соответственно, низкой скоростью течения охладителя.The disadvantage of this technical solution is the low cooling efficiency of the area of the input edge, which is caused by a small pressure drop in the channel located along the input edge and, accordingly, a low flow rate of the cooler.

Известна другая лопатка с внутренними каналами охлаждения (патент US №7988419, МПК F01D 5/08, публ. 02.08.2011), содержащая входную и выходную кромки, радиальный канал, расположенный вдоль входной кромки для ее охлаждения. Перо разделено поперечным ребром на верхнюю и нижнюю полости. В верхней полости установлено продольное ребро, формирующее два радиальных канала, в которые воздух последовательно поступает из канала входной кромки. В нижней полости установлены три ребра, которые формируют четыре канала для петлевого течения охлаждающего воздуха. На стенках всех каналов охлаждения выполнены наклонные ребра для интенсификации теплоотдачи к охлаждающему воздуху. В выходной кромке лопатки выполнены щелевые каналы для выпуска воздуха в проточную часть турбины.There is another blade with internal cooling channels (US Patent No. 7988419, IPC F01D 5/08, publ. 08/02/2011), containing the inlet and outlet edges, a radial channel located along the inlet edge to cool it. The feather is divided by a transverse edge into the upper and lower cavities. In the upper cavity there is a longitudinal edge, which forms two radial channels, into which air successively flows from the channel of the entrance edge. Three fins are installed in the lower cavity, which form four channels for the loop flow of cooling air. On the walls of all cooling channels, inclined ribs are made to intensify heat transfer to the cooling air. In the output edge of the blade is made slotted channels for air release into the flow part of the turbine.

Основным недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения входной кромки, обусловленная интенсификацией теплоотдачи только за счет турбулизации потока наклонными ребрами, а также уменьшением эффективности охлаждения по его длине канала из-за увеличения температуры охладителя.The main disadvantage of this technical solution is the low cooling efficiency of the inlet edge, due to the intensification of heat transfer only due to turbulence in the flow by inclined ribs, as well as a decrease in the cooling efficiency along its channel length due to an increase in the cooler temperature.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является охлаждаемая лопатка газовой турбины (патент US №8083486, МПК F01D 5/08, публ. 27.12.2011), содержащая полое перо с входной и выходной кромками и продольными перегородками, образующими радиальные каналы охлаждения вдоль входной кромки и на серединном участке пера, на стенках которых со стороны спинки и корыта установлены наклонные ребра для интенсификации теплоотдачи, вдоль торцевой стенки пера установлено поперечное ребро, формирующее осевой канал, соединяющий радиальный канал, расположенный вдоль входной кромки с проточной частью турбины для выпуска охлаждающего воздуха.The closest to the technical nature of the present invention is a cooled gas turbine blade (US patent No. 8083486, IPC F01D 5/08, publ. 12/27/2011), containing a hollow feather with inlet and outlet edges and longitudinal partitions that form radial cooling channels along the inlet edges and in the middle part of the feather, on the walls of which, from the back and trough side, inclined ribs are installed to intensify heat transfer; along the end wall of the feather, there is a transverse edge forming an axial channel connecting the radial a channel located along the inlet edge with a flow part of the turbine for the release of cooling air.

Недостатком настоящего технического решения является монотонное снижение эффективности охлаждения входной кромки, что не соответствует внешней тепловой нагрузке. В соответствии с радиальной эпюрой температур газового потока максимальная температура газа расположена на участке 2/3 высоты пера. Использование только наклонных ребер не позволяет увеличить эффективность охлаждения на наиболее теплонапряженных участках входной кромки - корневых и средних сечениях.The disadvantage of this technical solution is the monotonous decrease in the cooling efficiency of the inlet edge, which does not correspond to the external thermal load. In accordance with the radial plot of the gas flow temperature, the maximum gas temperature is located on the site 2/3 of the pen height. Using only inclined ribs does not allow to increase the cooling efficiency on the most heat-stressed parts of the entrance edge - root and middle sections.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности охлаждения входной кромки путем дополнительной интенсификации охлаждения в радиальном канале входной кромки.The technical task of the invention is to improve the cooling efficiency of the input edge by additional intensification of cooling in the radial channel of the input edge.

Технический результат заключается в повышении ресурса рабочих лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом.The technical result is to increase the service life of the blades and, accordingly, the gas turbine as a whole.

Это достигается тем, что охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо с входной и выходной кромками, замковую часть и торцевую стенку, при этом в полом пере установлена перегородка, между стенкой входной кромки и перегородкой расположен канал охлаждения входной кромки, а между торцевой стенкой и перегородкой расположен осевой канал, в периферийной части выходной кромки расположен щелевой канал, в серединной части полого пера установлены первая, вторая и третья радиальные перегородки, которыми сформированы, соответственно, первый, второй и третий радиальные каналы, в третьей радиальной перегородке выполнены раздающие отверстия, за третьей радиальной перегородкой в щелевом канале выходной кромки установлена матрица компланарных каналов, в замковой части установлен жиклер, на стенках канала охлаждения входной кромки, осевого, первого, второго и третьего радиальных каналов установлены ребра - интенсификаторы, снабжена волнообразной перегородкой с отверстиями, установленной в канале охлаждения входной кромки так, что он разделен волнообразной перегородкой на первый и второй соседние каналы с переменной площадью поперечного сечения по их длине, при этом отверстия в волнообразной перегородке выполнены непосредственно у внутренней поверхности стенки входной кромки, шаг этих отверстий равен шагу волны волнообразной перегородки и составляет (1,5-2,2)h, где h - высота волны волнообразной перегородки на участке ее соединения с перегородкой, при этом отверстия расположены в сечениях минимального сужения первого и второго соседних каналов волнообразной перегородкой.This is achieved by the fact that the cooled blade of a gas turbine, which contains a hollow feather with inlet and outlet edges, a locking part and an end wall, while a partition is installed in the hollow recess, an inlet cooling channel is located between the inlet edge wall and the partition, and the axial channel is located by the partition; in the peripheral part of the output edge there is a slot-hole; in the middle part of the hollow pen, the first, second and third radial partitions are installed, with which, respectively, are formed, The first, second and third radial channels, distribution holes are made in the third radial partition, a matrix of coplanar channels is installed behind the third radial partition in the slot channel of the output edge, a nozzle is installed in the lock part of the axial, first, second and third axial cooling channel the radial channels are installed edges - intensifiers, provided with a wavy partition with holes installed in the cooling channel of the input edge so that it is divided by a wavy partition the first and second adjacent channels with variable cross-sectional area along their length, while the holes in the undulating partition are made directly at the inner surface of the wall of the input edge, the pitch of these holes is equal to the step wave of the undulating partition and is (1.5-2.2) h where h is the wave height of the undulating partition at the site of its connection with the partition, with the openings located in sections of the minimum narrowing of the first and second adjacent channels in a undulating partition.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена охлаждаемая лопатка газовой турбины, продольный разрез; на фиг. 2 представлено поперечное сечение А-А пера охлаждаемой лопатки газовой турбины; на фиг. 3 показана волнообразная перегородка в канале охлаждения входной кромки; на фиг. 4 представлен график распределения отношения плотности теплового потока по длине радиального канала входной кромки предлагаемой конструкции к плотности теплового потока в канале устройства по прототипу.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a cooled gas turbine blade, longitudinal section; in fig. 2 shows a cross section A-A of a pen of a cooled gas turbine blade; in fig. 3 shows a wave-like partition in the inlet cooling channel; in fig. 4 shows a graph of the distribution of the ratio of the density of the heat flux along the length of the radial channel of the input edge of the proposed design to the density of the heat flow in the channel of the device according to the prototype.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1 с входной 2 и выходной 3 кромками, замковую часть 4 и торцевую стенку 5. В полом пере 1 установлена перегородка 6. Между стенкой входной кромки 2 и перегородкой 6 расположен канал охлаждения входной кромки 7, а между торцевой стенкой 5 и перегородкой 6 расположен осевой канал 8. В периферийной части выходной кромки 3 расположен щелевой канал 9. В серединной части полого пера 1 установлены первая 10, вторая 11 и третья 12 радиальные перегородки, которыми сформированы, соответственно, первый 13, второй 14 и третий 15 радиальные каналы.The cooled gas turbine blade contains a hollow feather 1 with an input 2 and output 3 edges, a lock part 4 and an end wall 5. A partition 6 is installed in the floor re 1. Between the wall of the entrance edge 2 and the partition 6 there is a cooling channel of the input edge 7, and between the end An axial channel 8 is located in wall 5 and a partition 6. In the peripheral part of the output edge 3 there is a slot-hole channel 9. In the middle part of the hollow pen 1, the first 10, second 11 and third 12 radial partitions are formed, with which the first 13, second Second 14 and third radial passages 15.

В третьей радиальной перегородке 12 выполнены раздающие отверстия 16. За третьей радиальной перегородкой 12 в щелевом канале 9 выходной кромки 3 установлена матрица компланарных каналов 17. В замковой части 4 установлен жиклер 18 для дополнительной подачи охлаждающего воздуха в корневые сечения третьего радиального канала 15. На стенках канала охлаждения входной кромки 7, осевого 8, первого 13, второго 14 и третьего 15 радиальных каналов установлены ребра-интенсификаторы 19. В канале охлаждения входной кромки 7 установлена волнообразная перегородка 20 с отверстиями 21. Канал охлаждения входной кромки 7 разделен волнообразной перегородкой 20 на первый 22 и второй 23 соседние каналы с переменной площадью поперечного сечения по их длине.Distribution holes 16 are made in the third radial septum 12. A matrix of coplanar channels 17 is installed in the slot radial partition 12 in the slot 9 of the exit edge 3. In the castle part 4, a nozzle 18 is installed to supply additional cooling air to the root sections of the third radial channel 15. On the walls cooling channel of the input edge 7, axial 8, first 13, second 14 and third 15 radial channels are installed intensifier ribs 19. In the cooling channel of the input edge 7 a wavy partition is installed 20 with holes 21. The cooling channel of the input edge 7 is divided by a wave-like partition 20 into the first 22 and second 23 adjacent channels with a variable cross-sectional area along their length.

Отверстия 21 в волнообразной перегородке 20 выполнены непосредственно у внутренней поверхности стенки входной кромки 2. Шаг отверстий 21 равен шагу волны волнообразной перегородки 20 и составляет (1,5-2,2)h, где h - высота волны волнообразной перегородки 20 на участке ее соединения с перегородкой 6. При этом отверстия 21 расположены в сечениях минимального сужения первого 22 и второго 23 соседних каналов волнообразной перегородкой 20.The holes 21 in the wave-like partition 20 are made directly at the inner surface of the wall of the entrance edge 2. The step of the holes 21 is equal to the wave step of the wave-like partition 20 and is (1.5-2.2) h, where h is the wave height of the wave-like partition 20 in the area of its connection with partition 6. At the same time, holes 21 are located in sections of the minimum narrowing of the first 22 and second 23 adjacent channels by a wave-like partition 20.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины работает следующим образом.The cooled blade of the gas turbine operates as follows.

Охлаждающий воздух поступает в канал охлаждения входной кромки 7, а также в первый 13 и второй 14 радиальные каналы через замковую часть 4. Воздух движется по каналу охлаждения входной кромки 7 и волнообразной перегородкой 20 разделяется на два потока, которые движутся по первому 22 и второму 23 соседним каналам.The cooling air enters the cooling channel of the inlet edge 7, as well as into the first 13 and second 14 radial channels through the locking part 4. The air moves along the cooling channel of the inlet edge 7 and a wave-like partition 20 is divided into two streams that move along the first 22 and second 23 adjacent channels.

Периодическое сужение одного из соседних каналов 22 или 23 с одновременным расширением другого волнообразной перегородкой 20 формирует перетекание охлаждающего воздуха через отверстия 21 из первого соседнего канала 22 на участке его сужения во второй соседний канал 23, и из второго соседнего канала 23 на участке его сужения в первый соседний канал 22. Такое перетекание воздуха через отверстия 21 обеспечивает закручивание потока поток непосредственно у стенки входной кромки 2. Струйная турбулизация потока отверстиями 21 позволяет существенно увеличить интенсивность теплоотдачи к охлаждающему воздуху на участке установки волнообразной перегородки 20 и, соответственно повысить эффективность охлаждения. Шаг отверстий 21, равный (1,5-2,2)h, где h - высота волны волнообразной перегородки 20 на участке ее соединения с перегородкой 6, обеспечивает непрерывную интенсификацию теплоотдачи по длине входной кромки 2. Далее, охладив входную кромку 2, воздух из канала охлаждения входной кромки 7 поворачивает на 90° в осевой канал 8, охлаждает его стенки и вытекает через щелевой канал 9 в проточную часть турбины.Periodic narrowing of one of the adjacent channels 22 or 23 with simultaneous expansion of the other by a undulating partition 20 forms a flow of cooling air through openings 21 from the first adjacent channel 22 in the area of its narrowing to the second adjacent channel 23, and from the second adjacent channel 23 in the area of its narrowing to the first adjacent channel 22. Such a flow of air through the holes 21 provides swirling flow directly at the wall of the entrance edge 2. Jet turbulence in the flow hole 21 allows significantly u lichit heat transfer rate to the cooling air at the installation site undulating septum 20 and thus improve cooling efficiency. The pitch of the holes 21, equal to (1.5-2.2) h, where h is the wave height of the wavy partition 20 at the site of its connection with the partition 6, provides continuous intensification of heat transfer along the length of the input edge 2. Next, having cooled the input edge 2, air from the cooling channel of the input edge 7 rotates 90 ° into the axial channel 8, cools its walls and flows through the slot channel 9 into the flow part of the turbine.

Воздух, который течет по первому 13 и второму 14 радиальным каналам, охладив среднюю часть пера 1 поворачивает на 180 градусов в третий радиальный канал 15. В третьем радиальном канале 15 реализуется центростремительное течение охладителя с дозированной его раздачей через раздающие отверстия 16 в компланарные каналы 17. В третий радиальный канал 15 в замковой части 4 подмешивается холодный воздух, поступающий через жиклер 18.The air that flows through the first 13 and second 14 radial channels, cooling the middle part of the pen 1 rotates 180 degrees into the third radial channel 15. In the third radial channel 15, the centripetal flow of the cooler is realized with its metered distribution through the distributing holes 16 into the coplanar channels 17. In the third radial channel 15 in the castle part 4 is mixed cold air entering through the nozzle 18.

Для подтверждения достижения поставленной цели, с использованием технологии селективного лазерного плавления, были изготовлены две модели радиального канала охлаждения входной кромки исходной конструкции: M1 - канал постоянного сечения с ребрами на стенках; М2 -канал такого же поперечного сечения, с ребрами на стенках и волнообразной перегородкой (как показано на фиг. 3). Ширина отверстий 2 мм, шаг отверстий 6 мм. Испытания проводились методом калориметрирования в жидкометаллическом термостате, позволяющим определять распределение плотности теплового потока по наружной поверхности пера лопатки (Копелев, С.З. Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин / С.З. Копелев, М.Н. Галкин, А.А. Харин, И.В. Шевченко. - М.: Машиностроение, 1993. - 176 с.).To confirm the achievement of this goal, using the technology of selective laser melting, two models of the radial channel for cooling the input edge of the original structure were made: M1 - a channel of constant cross section with ribs on the walls; M2-channel of the same cross-section, with ribs on the walls and undulating partition (as shown in Fig. 3). The width of the holes is 2 mm, the hole pitch is 6 mm. The tests were carried out by calorimetry in a liquid metal thermostat, which allows to determine the distribution of the heat flux density on the outer surface of the pen blade (Kopelev, SZ. Thermal and hydraulic characteristics of cooled gas turbine blades / SZ Kopelev, MN Galkin, A.A. Kharin, IV Shevchenko. - M .: Mashinostroenie, 1993. - 176 p.).

Испытания проводились для одинакового расхода воздуха 3,8⋅10-3 кг/с, температура воздуха на входе в модели 40°С. Волнообразная перегородка расположена на участке модели М2 с координатами X (20…60) мм (фиг. 4), Qм1 - плотность теплового потока по наружной поверхности модели M1 вдоль центральной линии входной кромки; Qм2 - плотность теплового потока по наружной поверхности модели M1 вдоль центральной линии входной кромки. Как видно, плотность теплового потока к модели М2 на участке установки волнового ребра выше чем у модели M1 в 1,6 раза. Полученные результаты подтверждают достижение заявленного технического результата при использовании предлагаемого технического решения.The tests were carried out for the same air flow rate of 3.8⋅10 -3 kg / s, the air inlet temperature in the model was 40 ° C. The undulating partition is located on the site of model M2 with coordinates X (20 ... 60) mm (Fig. 4), Q m1 is the heat flux density on the outer surface of model M1 along the centerline of the input edge; Q m2 is the heat flux density along the outer surface of the M1 model along the center line of the inlet edge. As can be seen, the heat flux density to the M2 model at the installation site of the wave edge is 1.6 times higher than that of the M1 model. The results obtained confirm the achievement of the claimed technical result when using the proposed technical solution.

Использование изобретения с предлагаемой конструкцией канала охлаждения входной кромки позволяет в 1,6 раза увеличить интенсивность теплоотдачи к охлаждающему воздуху и уменьшает температуру стенки входной кромки в зоне максимальной температуры газового потока. Это обеспечивает без изменения суммарного расхода воздуха через лопатку увеличение запасов длительной прочности и повышения ресурса работы лопатки и, соответственно, газовой турбины в целом.The use of the invention with the proposed design of the cooling channel input edge allows a 1.6-fold increase in the intensity of heat transfer to the cooling air and reduces the temperature of the wall of the input edge in the zone of maximum temperature of the gas stream. This ensures, without changing the total air flow through the blade, an increase in the reserves of long-term strength and an increase in the service life of the blade and, accordingly, of the gas turbine as a whole.

Claims (1)

Охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо с входной и выходной кромками, замковую часть и торцевую стенку, при этом в полом пере установлена перегородка, между стенкой входной кромки и перегородкой расположен канал охлаждения входной кромки, а между торцевой стенкой и перегородкой расположен осевой канал, в периферийной части выходной кромки расположен щелевой канал, в серединной части полого пера установлены первая, вторая и третья радиальные перегородки, которыми сформированы, соответственно, первый, второй и третий радиальные каналы, в третьей радиальной перегородке выполнены раздающие отверстия, за третьей радиальной перегородкой в щелевом канале выходной кромки установлена матрица компланарных каналов, в замковой части установлен жиклер, на стенках канала охлаждения входной кромки, осевого, первого, второго и третьего радиальных каналов установлены ребра-интенсификаторы, отличающаяся тем, что она снабжена волнообразной перегородкой с отверстиями, установленной в канале охлаждения входной кромки так, что он разделен волнообразной перегородкой на первый и второй соседние каналы с переменной площадью поперечного сечения по их длине, при этом отверстия в волнообразной перегородке выполнены непосредственно у внутренней поверхности стенки входной кромки, шаг этих отверстий равен шагу волны волнообразной перегородки и составляет (1,5-2,2)h, где h - высота волны волнообразной перегородки на участке ее соединения с перегородкой, при этом отверстия расположены в сечениях минимального сужения первого и второго соседних каналов волнообразной перегородкой.A cooled gas turbine blade containing a hollow feather with inlet and outlet edges, a locking part and an end wall, while a partition is installed in the hollow floor, an inlet cooling channel is located between the inlet edge wall and the partition wall, and an axial channel is located between the end wall and the partition wall, in the peripheral part of the output edge there is a slotted channel; in the middle part of the hollow pen, the first, second and third radial partitions are installed, with which the first, second and third, respectively, are formed Adial channels, distribution holes are made in the third radial partition, a matrix of coplanar channels is installed behind the third radial partition, a jet is installed in the slot part of the outlet edge, axial, first, second and third radial channels are installed in the locking part intensifiers, characterized in that it is provided with a wavy partition with holes installed in the cooling channel of the input edge so that it is divided by a wavy partition the first and second adjacent channels with variable cross-sectional area along their length, while the holes in the undulating partition are made directly at the inner surface of the wall of the input edge, the pitch of these holes is equal to the step wave of the undulating partition and is (1.5-2.2) h where h is the wave height of the undulating partition at the site of its connection with the partition, with the openings located in sections of the minimum narrowing of the first and second adjacent channels in a undulating partition.
RU2018139934A 2018-11-13 2018-11-13 Cooled blade of gas turbine RU2686245C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018139934A RU2686245C1 (en) 2018-11-13 2018-11-13 Cooled blade of gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018139934A RU2686245C1 (en) 2018-11-13 2018-11-13 Cooled blade of gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2686245C1 true RU2686245C1 (en) 2019-04-24

Family

ID=66314524

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018139934A RU2686245C1 (en) 2018-11-13 2018-11-13 Cooled blade of gas turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2686245C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2805105C2 (en) * 2019-05-09 2023-10-11 Сафран Turbomachine blade with improved cooling
US11946387B2 (en) 2019-06-13 2024-04-02 Safran Aircraft Engines Turbine engine blade with improved cooling

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4252501A (en) * 1973-11-15 1981-02-24 Rolls-Royce Limited Hollow cooled vane for a gas turbine engine
SU1275962A1 (en) * 1985-06-11 1996-01-27 В.М. Брегман Cooled turbine blade
US7967563B1 (en) * 2007-11-19 2011-06-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip section cooling channel
US7988419B1 (en) * 2008-12-15 2011-08-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
RU2425982C2 (en) * 2005-04-14 2011-08-10 Альстом Текнолоджи Лтд Gas turbine vane
US8083486B1 (en) * 2009-05-15 2011-12-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with cooling flow modulation

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4252501A (en) * 1973-11-15 1981-02-24 Rolls-Royce Limited Hollow cooled vane for a gas turbine engine
SU1275962A1 (en) * 1985-06-11 1996-01-27 В.М. Брегман Cooled turbine blade
RU2425982C2 (en) * 2005-04-14 2011-08-10 Альстом Текнолоджи Лтд Gas turbine vane
US7967563B1 (en) * 2007-11-19 2011-06-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip section cooling channel
US7988419B1 (en) * 2008-12-15 2011-08-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
US8083486B1 (en) * 2009-05-15 2011-12-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with cooling flow modulation

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2805105C2 (en) * 2019-05-09 2023-10-11 Сафран Turbomachine blade with improved cooling
US11946387B2 (en) 2019-06-13 2024-04-02 Safran Aircraft Engines Turbine engine blade with improved cooling
RU2820100C2 (en) * 2019-06-13 2024-05-29 Сафран Эркрафт Энджинз Gas turbine engine blade with improved cooling

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6865528B2 (en) Cross-flow conduit Tube in heat exchanger
US4669957A (en) Film coolant passage with swirl diffuser
US20190346219A1 (en) Heat exchanger
CA1274181A (en) Film coolant passages for cast hollow airfoils
AU593309B2 (en) Film cooling slot with metered flow
US6000908A (en) Cooling for double-wall structures
CN106437863B (en) Turbine engine component
KR100705116B1 (en) Improved film cooling for microcircuits
US8052390B1 (en) Turbine airfoil with showerhead cooling
US9039371B2 (en) Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
EP1533480A2 (en) Hot gas path component with mesh and turbulated cooling
US11359495B2 (en) Coverage cooling holes
US10494931B2 (en) Internally cooled turbine airfoil with flow displacement feature
JPWO2007094212A1 (en) Cooling structure
KR20140004026A (en) Cooled blade for a gas turbine
RU2686245C1 (en) Cooled blade of gas turbine
US20200217337A1 (en) Surface modifications for improved film cooling
US6688110B2 (en) Air impingement cooling system
US10895158B2 (en) Turbine airfoil with independent cooling circuit for mid-body temperature control
CN108291449A (en) Component and method for fluid stream engine
RU2267616C1 (en) Turbine cooled blade
CA2481351A1 (en) Spanwisely variable density pedestal array
RU2647351C1 (en) Cooled down blade of the gas turbine
RU2686244C1 (en) Cooled blade of gas turbine
RU2663966C1 (en) Gas turbine guide vane cooled blade

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200217

Effective date: 20200217