RU2715121C2 - Сектор насадки для турбинного двигателя с дифференциально охлаждаемыми лопатками - Google Patents

Сектор насадки для турбинного двигателя с дифференциально охлаждаемыми лопатками Download PDF

Info

Publication number
RU2715121C2
RU2715121C2 RU2018113698A RU2018113698A RU2715121C2 RU 2715121 C2 RU2715121 C2 RU 2715121C2 RU 2018113698 A RU2018113698 A RU 2018113698A RU 2018113698 A RU2018113698 A RU 2018113698A RU 2715121 C2 RU2715121 C2 RU 2715121C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
blades
blade
nozzle
sector
Prior art date
Application number
RU2018113698A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018113698A (ru
RU2018113698A3 (ru
Inventor
Оливье Жан Даниель БОМА
Анн-Мари АРЕС
Энтони Пьер БЕГЕН
Прагаш ДУГЛАС
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2018113698A publication Critical patent/RU2018113698A/ru
Publication of RU2018113698A3 publication Critical patent/RU2018113698A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2715121C2 publication Critical patent/RU2715121C2/ru

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
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2200/00—Mathematical features
    • F05D2200/30—Mathematical features miscellaneous
    • F05D2200/33—Mathematical features miscellaneous bigger or smaller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к сектору (22) сопла для турбинного двигателя. Сектор (22) сопла для турбины (2) турбомашины (1) содержит радиально-наружную опорную полку (24) для лопаток, радиально-внутреннюю опорную полку (26) для лопаток, первую концевую лопатку (81), вторую концевую лопатку (84) и по меньшей мере одну первую центральную лопатку (82, 83) между концевыми лопатками (81, 84) вдоль окружного направления (Z-Z) полок и средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток. Лопатки (81, 82, 83, 84) проходят радиально между полками (24, 26) вдоль направления X-X размаха этих лопаток. Средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток выполнены с возможностью охлаждения каждой из лопаток (81, 82, 83, 84) посредством обеспечения прохождения через них охлаждающего воздуха и с возможностью дифференциального охлаждения центральной лопатки или каждой центральной лопатки (82, 83) по крайней мере по отношению к первой концевой лопатке (81, 84). Средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток. При этом средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат первые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой из концевых лопаток (81, 84), и вторые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой центральной лопатки (82, 83). Общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий. Изобретение направлено на уменьшение механических нагрузок на лопатки. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к охлаждению секторов сопел турбины турбомашины. Его можно использовать в любом типе наземных или воздушных турбомашин, и в частности в турбомашинах воздушных судов, таких как турбореактивные двигатели и турбовинтовые двигатели.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Сопла турбины турбомашины воздушного судна обычно поделены на секторы в направлении их окружности. Сектор сопла содержит две платы и множество лопаток, радиально продолжающихся между платами. Эти лопатки разнесены одна от другой по окружному направлению сектора. Охлаждающий воздух циркулирует между лопатками, чтобы одинаково охлаждать их.
Лопатки сектора сопла подвержены значительным механическим нагрузкам, которые могут приводить к разрушению этих лопаток. Таким образом, существует необходимость в уменьшении механических нагрузок на лопатки.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей изобретения является по меньшей мере частичное решение проблем, существующих в технических решениях предшествующего уровня техники.
В связи с этим объектом изобретения является сектор сопла для турбины турбомашины.
Сектор сопла содержит радиальную наружную полку для опорных лопаток и радиальную внутреннюю полку для опорных лопаток. Кроме того, сектор включает в себя первую концевую лопатку, вторую концевую лопатку и по меньшей мере одну первую центральную лопатку между концевыми лопатками вдоль окружного направления полок, при этом лопатки продолжаются радиально между полками вдоль направления длины этих лопаток.
Кроме того, сектор сопла содержит средства для охлаждения лопаток, которые выполнены с возможностью охлаждения каждой из лопаток посредством циркуляции между ними охлаждающего воздуха.
В соответствии с настоящим изобретением средства охлаждения выполнены с возможностью дифференциального охлаждения каждой центральной лопатки по крайней мере по отношению к первой концевой лопатке.
Средства охлаждения по меньшей мере одной из лопаток содержат охлаждающие отверстия, причем, эти охлаждающие отверстия проходят через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток и (или) охлаждающей рубашки внутри лопатки.
Первые охлаждающие отверстия проходят через первые концевые лопатки, вторые охлаждающие отверстия проходят через первую центральную лопатку, причем, общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий.
Посредством дифференциального охлаждения лопаток по отношению друг к другу средства охлаждения позволяют лопаткам лучше адаптироваться к разным по величине тепловым расширениям внутри полок или между полками, которые являются более жесткими. В результате имеет место снижение воздействующих на лопатки, в частности, на их соответствующие тела механических напряжений.
Как вариант, изобретение может включать в себя один или более из нижеследующих признаков, скомбинированных или не скомбинированных друг с другом.
Средства охлаждения, предпочтительно, выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки меньше, чем центральной лопатки.
В соответствии с некоторым вариантом осуществления средства охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки в той же степени, что и второй концевой лопатки.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления сектор содержит по меньшей мере четыре лопатки, включающие в себя по меньшей мере одну вторую центральную лопатку между концевыми лопатками вдоль окружного направления полок, при этом средства охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой центральной лопатки в той же степени, что и второй центральной лопатки.
В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления средства охлаждения содержат одинаковые средства подачи охлаждающего воздуха для каждой из лопаток сектора сопла.
Изобретение также относится к турбине для турбомашины, содержащей по меньшей мере один сектор сопла в том виде, как он определен выше.
Турбина, предпочтительно, является турбиной низкого давления для турбомашины.
Сектор сопла в том виде, как он определен выше, предпочтительно, является частью первой ступени турбины, которая расположена на самом входе турбины.
Изобретение также относится к турбомашине, содержащей турбину в том виде, как она определен выше. Турбомашина, в частности, является турбомашиной воздушного судна.
Наконец, изобретение относится к способу охлаждения сектора сопла для турбомашины, включающему в себя этап дифференциального охлаждения первой центральной лопатки по отношению к первой концевой лопатке.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления этап дифференциального охлаждения осуществляется посредством охлаждения первой концевой лопатки в меньшей степени, чем первой центральной лопатки.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Настоящее изобретение будет более понятно по прочтении описания примерных вариантов осуществления, приведенных в чисто информативных целях и никоим образом в целях ограничения, со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:
фиг. 1 представляет собой частичное схематичное изображение турбины для турбомашины, согласно первому варианту осуществления изобретения;
фиг. 2 представляет собой частичный вид сбоку при взгляде с выходной стороны сектора сопла турбины, в соответствии с первым вариантом осуществления;
фиг. 3 представляет собой вид сбоку по стрелке А сектора сопла по первому варианту осуществления;
фиг. 4 представляет собой частичный схематичный вид поперечного сечения вдоль линии IV-IV лопатки сектора сопла;
фиг. 5 представляет собой вид сбоку охлаждающей рубашки, расположенной внутри одной из лопаток сопла в соответствии с первым вариантом осуществления; и
фиг. 6 иллюстрирует реализацию способа дифференциального охлаждения лопаток сектора сопел по первому варианту.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Чтобы облегчить переход с одной фигуры на другую, одинаковые, похожие или эквивалентные части различных фигур имеют одинаковые ссылочные позиции.
Фиг. 1 представляет турбину 2 низкого давления для турбомашины летательного аппарата. Турбина 2 низкого давления является кольцевой вокруг продольной оси 3 турбомашины. Эта ось является также осью вращения турбомашины 1.
Направление продольной оси 3 турбомашины 1, называемое также осевым направлением, есть направление F главного нормального потока газов внутри турбомашины 1. Заметим, что по всему описанию термины "передний" и "задний" следует рассматривать относительно этого направления F потока газа ("от переднего к заднему").
Радиальное направление турбомашины есть направление, перпендикулярное продольной оси 3 в турбомашине 1 в наружном направлении из турбомашины. Окружное направление Z-Z есть орторадиальное направление относительно продольной оси 3. Далее, если не указано иное, прилагательные и наречия "осевое", "радиальное", "окружное", "по оси" и "радиально" используются в отношении вышеупомянутых осевых, радиальных и окружных направлений. Прилагательные "внутренний" и "внешний", с одной стороны, и "нижний" и "верхний", - с другой стороны, определяются также в зависимости от их расстояния от продольной оси 3.
Турбина 2 низкого давления включает в себя множество ступеней 4, находящихся во внешнем корпусе 5 турбины. Каждая ступень 4 включает в себя колесо 10 и сопло 20.
Колесо 10 вращательно подвижно вокруг продольной оси 3 внутри секторизованного кольца 12, которое крепится к корпусу 5. Оно включает в себя кольцевой ряд подвижных лопаток 9 и диск 11, в котором эти подвижные лопатки 9 механически сцеплены, продолжаясь в радиальном направлении от диска 11.
Сопло 20 является частью статора турбомашины. Оно разделено на кольцевые сектора 22 (фиг. 2), каждый из которых содержит удаленные одна от другой неподвижные лопатки 8, которые аксиально перемежаются кольцевыми рядами подвижных лопаток 9. Каждая из неподвижных лопаток 8 содержит верхнюю полку 24, называемую также радиальной наружной полкой 24, нижнюю полку 26, называемую также радиальной внутренней полкой 26, и тело 80 лопатки, радиально продолжающееся между верхней полкой 24 и нижней полкой 26. Эти лопатки 8 сопла прикреплены к корпусу 5 через свои верхние полки 24 посредством передней крепящей закраины 32 и задней крепящей закраины 30, которые представлены на фиг. 3.
Неподвижные лопатки 8 сопла 20 подвержены высоким механически нагрузкам, создаваемым, в частности, разными по величине расширениями в этих лопатках 8. В первой ступени 21 сопла эти разные расширения являются повышенными вследствие преобладающих в ней особенно высоких температурных градиентов. Эта первая ступень 21 сопла является частью ступени, находящейся в турбине 2 низкого давления в самом переднем положении.
Для того чтобы уменьшить механические нагрузки неподвижных лопаток 8, они в секторах 22 сопла охлаждаются по разному, так чтобы в лучшей степени отслеживать механические деформации полок 24, 26, которые являются более жесткими. Такой сектор 22 специально адаптирован к первой ступени 21 сопла.
Обратимся к фиг. 2, - сектор 22 сопла содержит четыре неподвижные лопатки 81, 82, 83, 84 которые продолжаются радиально между верхней полкой 24 и нижней полкой 26. Эти лопатки 81, 82, 83, 84 удалены одна от другой вдоль окружного направления Z-Z.
В этих лопатках имеются первая концевая лопатка 81, вторая концевая лопатка 84, а также первая центральная лопатка 82 и вторая центральная лопатка 83. Центральные лопатки 82, 83 расположены между концевыми лопатками 81, 84 вдоль окружного направления Z-Z.
Обратимся одновременно к фиг. 2 и 3, - неподвижные лопатки 8 сектора 22 обдуваются охлаждающим воздухом посредством воздуховодов 37 охлаждения. Воздуховоды 37 проходят полностью сквозь них вдоль направления X-X их длины, которое по существу соответствует радиальному направлению.
Воздуховоды 37 с одной стороны открыты в верхнюю полку 24, с другой стороны - в основание 36 сектора 22 сопла. Они одинаковы для каждой из лопаток 81, 82, 83, 84 сектора 22 сопла, для которых они составляют собою средство подачи охлаждающего воздуха.
Каждая из лопаток 81, 82, 83, 84 сектора сопла содержит охлаждающие отверстия 44, 46, для того чтобы выводить часть воздуха, который в нем циркулирует, в магистраль турбомашины 1. Некоторые охлаждающие отверстия 46 проходят через внешнюю стенку 40 лопатки в непосредственной близости от ее видимой на фиг. 4 передней кромки ВА. Эти охлаждающие отверстия точно выставлены и удалены одно от другого вдоль направления X-X их длины.
Охлаждающие отверстия 44, 46 первых центральных лопаток 82 имеют поперечные сечения, которые по существу одинаковые с охлаждающими отверстиями 44, 46 второй центральной лопатке 83. С другой стороны, охлаждающие отверстия 44, 46 центральных лопаток 82, 83 имеют более высокое поперечное сечение, чем поперечное сечение охлаждающих отверстий 44, 46 концевых лопаток 81, 84, например, поперечное сечение, более высокое на от 10% до 50%, а предпочтительно - более высокое на от 10% до 15%. Таким образом, центральные лопатки 82, 83 являются более охлажденными, чем концевые лопатки 81, 84. Тем самым, концевые лопатки 81, 84 под воздействием проходящих через магистраль турбомашины горячих газов расширяются еще больше, лучше следуя механическим деформациям плат 24, 26. В результате имеет место уменьшение механических напряжений, которым подвергнуты лопатки 81, 82, 83, 84 сектора 22 сопла, которые при этом лучше адаптируются к деформациям этих плат 24, 26.
Обратимся к фиг. 4, - каждое из тел 80 лопаток 81, 82, 83, 84 содержит верхнюю стенку 41 и нижнюю стенку 42, каждая из которых соединяет переднюю кромку ВА с задней кромкой BF, которая расположена позади передней кромки ВА. Нижняя 41 и верхняя 42 стенки обычно определяют внешнюю стенку 40 лопатки 8.
По бокам лопатки нижняя 41 и верхняя 42 стенки расположены на удалении одна от другой в окружном направлении Z-Z и определяют срединную линию между ними, то есть, контурную линию Y-Y, которая продолжается по существу вдоль осевого направления.
Передние охлаждающие отверстия 46 в непосредственной близости от передней кромки ВА и задние охлаждающие отверстия 44 в непосредственной близости от задней кромки BF проходят через внешнюю стенку 40 лопатки.
Внутри внешней стены 40 лопатка 8 содержит рубашку 50, которая внутри тела 80 лопатки образует часть охлаждающего канала 47.
Обратимся одновременно к фиг. 4 и 5, - охлаждающая рубашка содержит остов 52, который продолжается вдоль направления X-X длины лопатки от верхней закраины 51 до нижней закраины 53.
Остов 52 посредством выступающих элементов 59 центрирован в боковом направлении между верхней 41 и нижней стенками 42.
Сзади через остов 52 проходят охлаждающие отверстия 54, которые "запитывают" расположенные за ними охлаждающие отверстия 44 внешней стенки 40 лопатки из воздуховода 37. Задние охлаждающие отверстия 54 отстоят друг от друга, будучи точно выставленными вдоль направления X-X длины лопатки.
Впереди через остов 52 проходят охлаждающие отверстия 56, которые "запитывают" расположенные перед ними охлаждающие отверстия 46 внешней стенки 40 лопатки из воздуховода 37. Передние охлаждающие отверстия 56 отстоят друг от друга, будучи точно выставленными вдоль направления X-X длины лопатки.
Охлаждающие отверстия 54, 56 первой центральной лопатки 82 имеют поперечные сечения, по существу одинаковые с поперечными сечениями охлаждающих отверстий 54, 56 второй центральной лопатки 83.
Кроме того, охлаждающие отверстия 54, 56 центральных лопаток 82, 83 имеют более высокое поперечное сечение, чем поперечное сечение охлаждающих отверстий 54, 56 концевых лопаток 81, 84. Таким образом, центральные лопатки 82, 83 являются более охлажденными, чем концевые лопатки 81, 84.
Более подробно способ охлаждения сектор 22 сопла описан со ссылкой на фиг. 6.
Способ охлаждения включает в себя этап ввода охлаждающего воздуха внутрь каждой из лопаток 81, 82, 83, 84 в соответствии с отдельными потоками 71, 72, 73, 74.
Этот воздух затем вытесняется из каждой из лопаток 81, 82, 83, 84 через охлаждающие отверстия 44, 46 лопатки и через воздуховод 37 в основании 36.
В центральных лопатках 82, 83 протекает больше охлаждающего воздуха, чем в концевых лопатках 81, 84, из-за общей разности поперечного сечения охлаждающих отверстий этих лопаток.
Более точно, - концевые лопатки 81, 84 сравнительно менее охлаждаются в секторе 22 сопла по настоящему изобретению, чем в некоторых известных секторах 22 сопла, что частично противоречит принципу максимально возможного охлаждения лопаток 8 сопла, чтобы способствовать их механической прочности.
Однако дифференциальное охлаждение лопаток 81, 82, 83, 84 позволяет лучше отслеживать механические деформации плат 24, 26, что повышает общую механическую прочность лопаток 8 за пределами потери механической прочности, обусловленной более высокой температурой концевых лопаток 81, 84.
Конечно, специалистами в данной области могут внести в только что описанное изобретение различные модификации, не выходящие за рамки объема раскрытия изобретения.
Так, сектор 22 сопла может включать в себя пять или более лопаток 8.
Одну из центральных лопаток 82, 83 можно охлаждать относительно других из этих центральных лопаток 82, 83 в еще большей степени.
Если сектор 22 сопла включает в себя три или более центральных лопаток, то те из них, которые расположены ближе к средней линии сопла вдоль окружного направления Z-Z по отношению к другим центральным лопаткам, даже предпочтительно охлаждать в большей степени
Далее, представляется целесообразным одну из концевых лопаток 81, 84 охлаждать в большей степени по отношению к другой из этих концевых лопаток 81, 84.

Claims (21)

1. Сектор (22) сопла для турбины (2) турбомашины (1), содержащий:
- радиально-наружную опорную полку (24) для лопаток,
- радиально-внутреннюю опорную полку (26) для лопаток,
- первую концевую лопатку (81), вторую концевую лопатку (84) и по меньшей мере одну первую центральную лопатку (82, 83) между концевыми лопатками (81, 84) вдоль окружного направления (Z-Z) полок, при этом лопатки (81, 82, 83, 84) проходят радиально между полками (24, 26) вдоль направления X-X размаха этих лопаток,
- средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток, выполненные с возможностью охлаждения каждой из лопаток (81, 82, 83, 84) посредством обеспечения прохождения через них охлаждающего воздуха,
отличающийся тем, что средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения выполнены с возможностью дифференциального охлаждения центральной лопатки или каждой центральной лопатки (82, 83) по крайней мере по отношению к первой концевой лопатке (81, 84),
причем средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), при этом охлаждающие отверстия проходят через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток,
при этом средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат первые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой из концевых лопаток (81, 84), причем средства охлаждения содержат вторые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой центральной лопатки (82, 83), причем общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий.
2. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающую рубашку внутри каждой лопатки (81, 82, 83, 84).
3. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки (81, 84) в меньшей степени, чем центральной лопатки (82, 83).
4. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки (81, 84) в той же степени, что и второй концевой лопатки (81, 84).
5. Сектор (22) сопла по п. 1, содержащий по меньшей мере четыре лопатки (81, 82, 83, 84), одна из которых представляет собой по меньшей мере одну вторую центральную лопатку (82, 83) между концевыми лопатками (81, 84) вдоль окружного направления (Z-Z) полок, при этом средства охлаждения (37, 50, 44, 46, 54, 56) выполнены с возможностью охлаждения первой центральной лопатки (82, 83) в той же степени, что и второй центральной лопатки (82, 83).
6. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат средства подачи охлаждающего воздуха для подачи воздуха каждой из лопаток (81, 82, 83, 84) сектора (22) сопла, причем средства подачи охлаждающего воздуха являются одинаковыми.
7. Турбина (2) для турбомашины (1), содержащая по меньшей мере один сектор (22) сопла по п. 1.
8. Турбина (2) по п. 7, являющаяся турбиной (2) низкого давления.
9. Турбомашина (1), содержащая турбину (2) по п. 7.
10. Способ охлаждения сектора (22) сопла турбомашины (1), включающий в себя этап дифференциального охлаждения первой центральной лопатки (82, 83) сектора (22) сопла по отношению к первой концевой лопатке (81, 84) сектора (22) сопла посредством охлаждения первой концевой лопатки (81, 84) сектора (22) сопла в меньшей степени, чем первой центральной лопатки (82, 83) сектора (22) сопла,
при этом сектор (22) сопла содержит радиально-наружную опорную полку (24) для лопаток, радиально-внутреннюю опорную полку (26) для лопаток, лопатки (81, 82, 83, 84) сектора сопла, каждая, проходящая радиально между полками (24, 26) вдоль направления X-X размаха этих лопаток, средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток,
при этом средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), причем охлаждающие отверстия проходят через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток,
при этом средства охлаждения (37, 50, 44, 46, 54, 56) содержат первые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой из концевых лопаток (81, 84), причем средства охлаждения (37, 50, 44, 46, 54, 56) содержат вторые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой центральной лопатки (82, 83), при этом общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий.
11. Способ охлаждения сектора (22) сопла по п. 10, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающую рубашку внутри каждой лопатки (81, 82, 83, 84).
RU2018113698A 2015-09-17 2016-09-15 Сектор насадки для турбинного двигателя с дифференциально охлаждаемыми лопатками RU2715121C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1558759A FR3041374B1 (fr) 2015-09-17 2015-09-17 Secteur de distributeur pour turbomachine avec des aubes refroidies de maniere differentielle
FR1558759 2015-09-17
PCT/FR2016/052338 WO2017046534A1 (fr) 2015-09-17 2016-09-15 Secteur de distributeur pour turbomachine avec des aubes refroidies de maniere differentielle

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018113698A RU2018113698A (ru) 2019-10-17
RU2018113698A3 RU2018113698A3 (ru) 2019-11-05
RU2715121C2 true RU2715121C2 (ru) 2020-02-25

Family

ID=54478850

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018113698A RU2715121C2 (ru) 2015-09-17 2016-09-15 Сектор насадки для турбинного двигателя с дифференциально охлаждаемыми лопатками

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20180179898A1 (ru)
EP (1) EP3350415B1 (ru)
CN (1) CN108026776A (ru)
BR (1) BR112018003559B1 (ru)
CA (1) CA2998277C (ru)
FR (1) FR3041374B1 (ru)
RU (1) RU2715121C2 (ru)
WO (1) WO2017046534A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3094743B1 (fr) 2019-04-03 2021-05-14 Safran Aircraft Engines Aube améliorée pour turbomachine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2183747C1 (ru) * 2000-10-05 2002-06-20 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины
RU2265497C1 (ru) * 2004-05-24 2005-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Способ получения элемента рабочего колеса турбины и рабочего колеса турбины
EP1895105A1 (de) * 2006-08-30 2008-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Kühlen von Turbinenschaufeln eines Schaufelkranzes sowie Turbinenschaufelsegment für einen Turbinenschaufelkranz mit mindestens zwei aerodynamisch profilierten Schaufelblättern
FR2928962A1 (fr) * 2008-03-19 2009-09-25 Snecma Sa Distributeur de turbine a pales creuses.
RU2386816C1 (ru) * 2008-08-15 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Высокотемпературная газовая турбина
WO2013186756A1 (en) * 2012-06-14 2013-12-19 Avio S.P.A. Aerofoil array for a gas turbine with anti fluttering means

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3781125A (en) * 1972-04-07 1973-12-25 Westinghouse Electric Corp Gas turbine nozzle vane structure
US3981609A (en) * 1975-06-02 1976-09-21 United Technologies Corporation Coolable blade tip shroud
US4013376A (en) * 1975-06-02 1977-03-22 United Technologies Corporation Coolable blade tip shroud
US7836703B2 (en) * 2007-06-20 2010-11-23 General Electric Company Reciprocal cooled turbine nozzle
FR2925107B1 (fr) * 2007-12-14 2010-01-22 Snecma Distributeur sectorise pour une turbomachine
FR2930592B1 (fr) * 2008-04-24 2010-04-30 Snecma Distributeur de turbine pour une turbomachine
US8677763B2 (en) * 2009-03-10 2014-03-25 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine temperature management
FR2950825B1 (fr) * 2009-10-01 2011-12-09 Snecma Procede ameliore de fabrication d'un ensemble annulaire aubage de turbomachine a la cire perdue, moule metallique et modele en cire pour la mise en oeuvre d'un tel procede
US10337404B2 (en) * 2010-03-08 2019-07-02 General Electric Company Preferential cooling of gas turbine nozzles
FR3018308B1 (fr) * 2014-03-06 2016-04-08 Herakles Secteur de stator pour turbomachine et son procede de fabrication
JP5717904B1 (ja) * 2014-08-04 2015-05-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、ガスタービン、分割環、静翼の改造方法、および、分割環の改造方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2183747C1 (ru) * 2000-10-05 2002-06-20 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины
RU2265497C1 (ru) * 2004-05-24 2005-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Способ получения элемента рабочего колеса турбины и рабочего колеса турбины
EP1895105A1 (de) * 2006-08-30 2008-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Kühlen von Turbinenschaufeln eines Schaufelkranzes sowie Turbinenschaufelsegment für einen Turbinenschaufelkranz mit mindestens zwei aerodynamisch profilierten Schaufelblättern
FR2928962A1 (fr) * 2008-03-19 2009-09-25 Snecma Sa Distributeur de turbine a pales creuses.
RU2386816C1 (ru) * 2008-08-15 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Высокотемпературная газовая турбина
WO2013186756A1 (en) * 2012-06-14 2013-12-19 Avio S.P.A. Aerofoil array for a gas turbine with anti fluttering means

Also Published As

Publication number Publication date
CA2998277A1 (en) 2017-03-23
FR3041374B1 (fr) 2020-05-22
WO2017046534A1 (fr) 2017-03-23
FR3041374A1 (fr) 2017-03-24
CN108026776A (zh) 2018-05-11
CA2998277C (en) 2023-07-04
EP3350415A1 (fr) 2018-07-25
EP3350415B1 (fr) 2019-07-17
US20180179898A1 (en) 2018-06-28
RU2018113698A (ru) 2019-10-17
BR112018003559A2 (pt) 2018-09-25
RU2018113698A3 (ru) 2019-11-05
BR112018003559B1 (pt) 2023-01-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3412894B1 (en) Cooling air heat exchanger scoop
US10012106B2 (en) Enclosed baffle for a turbine engine component
US11230935B2 (en) Stator component cooling
US10526906B2 (en) Mobile turbine blade with an improved design for an aircraft turbomachine
US20160245180A1 (en) Gas-turbine engine with oil cooler in the engine cowling
US9657642B2 (en) Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
US20170298743A1 (en) Component for a turbine engine with a film-hole
US20190170001A1 (en) Impingement cooling of a blade platform
CN104929694A (zh) 具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法
US20160169002A1 (en) Airfoil trailing edge tip cooling
CN108339941B (zh) 熔模铸造型芯、铸造翼型件的方法及涡轮叶片组件
US10563518B2 (en) Gas turbine engine trailing edge ejection holes
KR20210103391A (ko) 에어포일에서 충돌 공기를 재사용하기 위한 충돌 인서트, 충돌 인서트를 포함하는 에어포일, 터보머신 구성요소, 및 이를 포함하는 가스 터빈
US20180066540A1 (en) Intermediate casing for a turbomachine turbine
US10018118B2 (en) Splitter for air bleed manifold
US10240461B2 (en) Stator rim for a turbine engine
US9890652B2 (en) Turbine wheel for a turbine engine
RU2715121C2 (ru) Сектор насадки для турбинного двигателя с дифференциально охлаждаемыми лопатками
US20180016915A1 (en) Turbomachine component having a platform cavity with a stress reduction feature
US11746668B2 (en) Assembly of a turbomachine turbine ring and stator
US11686215B2 (en) Assembly for turbine
CN113825968A (zh) 涵道式空气/流体热交换器及其制造方法以及布置有这种交换器的涡轮风扇发动机