RU2787678C2 - Turbine blade with structure for gas-film cooling with composite groove of irregular shape and its manufacturing method - Google Patents
Turbine blade with structure for gas-film cooling with composite groove of irregular shape and its manufacturing method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2787678C2 RU2787678C2 RU2021106149A RU2021106149A RU2787678C2 RU 2787678 C2 RU2787678 C2 RU 2787678C2 RU 2021106149 A RU2021106149 A RU 2021106149A RU 2021106149 A RU2021106149 A RU 2021106149A RU 2787678 C2 RU2787678 C2 RU 2787678C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine blade
- groove
- section
- gas
- depth
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 46
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 25
- 230000001788 irregular Effects 0.000 title claims abstract 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 23
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims abstract description 12
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 claims description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 2
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 8
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 65
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 description 33
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 12
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 7
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 6
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 6
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 5
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 4
- 238000010146 3D printing Methods 0.000 description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 239000011343 solid material Substances 0.000 description 3
- 230000001464 adherent Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive Effects 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006011 modification reaction Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004942 thermal barrier coating Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Настоящее изобретение относится к турбинной лопатке, используемой в производстве авиационных двигателей, газовых турбин и т.п., в частности - к турбинной лопатке, имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы, а также способу изготовления такой лопатки.The present invention relates to a turbine blade used in the manufacture of aircraft engines, gas turbines, and the like, and in particular to a turbine blade having a gas-film cooling design with an irregularly shaped composite groove, and a method for manufacturing such a blade.
Уровень техникиState of the art
Одно из основных направлений улучшения эффективности работы авиационных двигателей и газовых турбин связано с использованием высоких рабочих температур. Лопатки представляют собой центральный компонент силового оборудования - такого, как авиационные двигатели и газовые турбины. Являясь важной частью процесса преобразования тепловой энергии, турбинные лопатки вынуждены работать при переменных нагрузках с высокой температурой и высоким давлением: иными словами, они должны не только быть способны выдерживать рабочую температуру выше температуры их плавления, но и обладать достаточной прочностью для того, чтобы выдерживать механические нагрузки - такие, как центробежная сила. По этой причине необходимо, чтобы лопатки современных авиационных двигателей и газовых турбин изготавливались из термостойких основных материалов и термостойких термобарьерных покрытий, а также создавали температурные градиенты за счет применения технологии газопленочного охлаждения. Лопатки турбин обычно изготавливают из таких материалов, как термостойкие сплавы, монокристаллические металлы, композитные материалы на керамической основе и т.п. В будущем температура работы турбин двигателей будет неуклонно повышаться, и для устранения разницы между рабочей температурой и выдерживаемой температурой материала лопатки потребуются современные технологии пленочного охлаждения.One of the main directions for improving the efficiency of aircraft engines and gas turbines is associated with the use of high operating temperatures. Vanes are a central component of power equipment such as aircraft engines and gas turbines. As an important part of the thermal energy conversion process, turbine blades have to work under variable loads of high temperature and high pressure: in other words, they must not only be able to withstand operating temperatures above their melting point, but also have sufficient strength to withstand mechanical loads - such as centrifugal force. For this reason, modern aircraft engine and gas turbine blades need to be made from heat-resistant base materials and heat-resistant thermal barrier coatings, and to create temperature gradients through the use of gas-film cooling technology. Turbine blades are typically made from materials such as heat-resistant alloys, single-crystal metals, ceramic-based composite materials, and the like. In the future, the operating temperature of engine turbines will steadily increase, and modern film cooling technologies will be required to eliminate the difference between the operating temperature and the blade material withstand temperature.
В целом, лопатку турбины изготавливают полой и в ней предусматривают конструкцию для газопленочного охлаждения с целью активного контроля температуры лопатки, из которой выбрасывается охлаждающий газ, который должен быть изолирован от высокотемпературного воздуха. Основным назначением отверстия в конструкции для газопленочного охлаждения лопатки является образование газовых пленок у поверхностей лопатки; при этом, желательно, чтобы газовая пленка была равномерно распределена по поверхности лопатки и плотно к ней прилегала. В уровне техники известна конструкция лопатки с газопленочным охлаждением, снабженная цилиндрическими круглыми отверстиями, которые позволяют значительно повысить рабочую температуру по сравнению с лопаткой, имеющей сплошную конструкцию. Однако, в случае цилиндрического круглого отверстия, область, защищаемая охлаждением за счет одного такого отверстия, относительно невелика, и при высоком коэффициенте вдува газовые пленки в значительной степени отслаиваются; в связи с этим, в лопатках современных турбин широко используются различные фасонные отверстия неправильной формы, что позволяет существенно увеличить площадь, защищаемую охлаждением с помощью одного отверстия, и увеличить степень сцепления газовой пленки с поверхностью по сравнению с отверстиями правильной формы, независимо от значений коэффициента вдува. Отверстия для газопленочного охлаждения распределены дискретно, распределение и форма отверстий определяют равномерность газовой пленки на поверхности лопаток, а равномерность покрытия пленкой поверхности лопатки становится ключевым фактором, ограничивающим максимальный градиент охлаждения турбины.In general, a turbine blade is made hollow and provided with a gas film cooling structure to actively control the temperature of the blade from which the cooling gas is emitted to be isolated from the high temperature air. The main purpose of the hole in the design for gas-film cooling of the blade is the formation of gas films near the surfaces of the blade; at the same time, it is desirable that the gas film be evenly distributed over the surface of the blade and adhere tightly to it. In the prior art, a gas-film-cooled blade design is known, provided with cylindrical round holes, which allow a significant increase in operating temperature compared to a blade having a solid design. However, in the case of a cylindrical round hole, the area protected by cooling by one such hole is relatively small, and when the blowing ratio is high, the gas films are largely peeled off; In this regard, various irregularly shaped holes are widely used in the blades of modern turbines, which makes it possible to significantly increase the area protected by cooling with a single hole and increase the degree of adhesion of the gas film to the surface compared to holes of the correct shape, regardless of the blowing coefficient values. . Holes for gas-film cooling are discretely distributed, the distribution and shape of the holes determine the uniformity of the gas film on the surface of the blades, and the uniformity of film coverage of the blade surface becomes a key factor limiting the maximum cooling gradient of the turbine.
Необходимо оптимизировать конструкцию газопленочного отверстия при обеспечении прочности лопатки турбины. В силу требований аэродинамики турбинная лопатка имеет скрученную форму, поэтому выполнение отверстия для газопленочного охлаждения приводит к образованию газовой пленки только на части поверхности лопатки, в некоторых зонах на поверхности лопатки изолирующее действие газовой пленки является слабым, и даже возможно возникновение на поверхности лопатки непокрытых зон. Охлаждающее действие может быть улучшено за счет использования множества рядов плотных газопленочных отверстий, однако слишком большое количество отверстий приводит к повышению расходов при производстве лопатки и снижению ее надежности. Иными словами, если газопленочных отверстий слишком много, то это может уменьшить конструкционную прочность лопатки. Поэтому надежный градиент термозащиты для лопаток, снабженных дискретными газопленочными отверстиями, обычно составляет менее 300 градусов (Yahya, S М (2011), Turbines Compressors and Fans, New Delhi: Tata McGraw-Hill Education, 2010. стр. 430-433).It is necessary to optimize the design of the gas-film opening while ensuring the strength of the turbine blade. Due to the requirements of aerodynamics, the turbine blade has a twisted shape, therefore, making a hole for gas-film cooling leads to the formation of a gas film only on a part of the blade surface, in some areas on the blade surface, the insulating effect of the gas film is weak, and even uncovered zones may appear on the blade surface. The cooling effect can be improved by using a plurality of rows of dense gas film holes, however, too many holes result in increased costs in manufacturing the blade and reduced blade reliability. In other words, if there are too many gas film holes, then this can reduce the structural strength of the blade. Therefore, a reliable thermal protection gradient for blades equipped with discrete gas film holes is typically less than 300 degrees (Yahya, S M (2011), Turbines Compressors and Fans, New Delhi: Tata McGraw-Hill Education, 2010. pp. 430-433).
Ученые давно думают над тем, как улучшить конструкцию для газопленочного охлаждения, чтобы получить турбинные лопатки, имеющие более высокую рабочую температуру. Для того, чтобы улучшить равномерность охлаждающего действия газопленочных отверстий - например, в патентных документах US 20110097188 А1 и т.п. - газопленочные отверстия предусматриваются в неглубоких глухих пазах, которые выполнены перпендикулярно к поверхности лопатки, для коррекции поверхностного эффекта потока воздуха, выбрасываемого из газопленочных отверстий; при этом конструкция глухих пазов подходящих размеров может оказаться особенно полезной. В перечисленных выше исследованиях охлаждающие отверстия играют основную роль в образовании начальной газовой пленки, а неглубокие пазы или пазы определенной глубины на поверхности лопатки представляют собой дополнительную конструкцию для коррекции воздушного потока, причем ориентация пазов в продольном направлении параллельна оси охлаждающего отверстия. Хотя равномерность образования газовой пленки можно улучшить за счет коррекции конфигурации пазов в соответствии с указанными технологиями, задача образования сплошной газовой пленки на поверхности лопатки не может быть решена в полной мере. Кроме того, в вышеперечисленных решениях охлаждающий газ вводится сначала в направлении длины пазов, а затем образуется газовая пленка, перпендикулярная пазу, в соответствии с эффектом вращения турбины, который оказывает ограниченное воздействие с точки зрения улучшения равномерности покрытия лопаток газовой пленкой.Scientists have long been thinking about how to improve the design for gas-film cooling in order to obtain turbine blades that have a higher operating temperature. In order to improve the uniformity of the cooling effect of the gas film holes - for example, in US 20110097188 A1 and the like. - gas-film holes are provided in shallow blind grooves, which are made perpendicular to the surface of the blade, to correct the surface effect of the air flow ejected from the gas-film holes; however, the design of blind slots of suitable dimensions can be particularly useful. In the studies listed above, cooling holes play a major role in the formation of the initial gas film, and shallow grooves or grooves of a certain depth on the surface of the blade represent an additional structure for correcting the air flow, with the orientation of the grooves in the longitudinal direction parallel to the axis of the cooling hole. Although the uniformity of gas film formation can be improved by correcting the slot configuration in accordance with these technologies, the problem of forming a continuous gas film on the surface of the blade cannot be fully solved. In addition, in the above solutions, the cooling gas is introduced first in the direction of the length of the slots, and then a gas film is formed perpendicular to the slot, in accordance with the effect of rotation of the turbine, which has a limited effect in terms of improving the uniformity of the coating of the blades with a gas film.
Краткое изложение сущности изобретенияBrief summary of the invention
С учетом описанного выше уровня техники настоящее изобретение направлено на создание турбинной лопатки, являющейся полой и имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения, где охлаждающий газ, выбрасываемый с внутренней стороны турбинной лопатки через конструкцию для газопленочного охлаждения, образует сплошную и равномерную пленку охлаждающего газа на поверхности лопатки, что обеспечивает эффективное охлаждение и значительно улучшает термостойкость турбинной лопатки.In view of the prior art described above, the present invention is directed to a turbine blade that is hollow and has a gas film cooling structure, wherein the cooling gas ejected from the inside of the turbine blade through the gas film cooling structure forms a continuous and uniform film of cooling gas on the surface of the blade, which provides efficient cooling and significantly improves the thermal stability of the turbine blade.
Для достижения указанных выше технических целей авторы настоящего изобретения после долгих исследований и изысканий представляют конструкцию для газопленочного охлаждения, включающую дискретные отверстия и пазы на стенке турбинной лопатки, где каждый из пазов выполнен в виде составного паза неправильной формы, образуемого двумя участками, ориентированными в направлении глубины паза - т.е., первый участок представляет собой средний распределительный паз для достаточного распределения охлаждающего газа, поступающего через дискретные отверстия для образования непрерывного и равномерного объема газа с положительным давлением, а второй участок представляет собой боковой вытянутый паз, который позволяет газу с положительным давлением вытекать наружу от наружной поверхности турбинной лопатки для образования сплошной и равномерной газовой пленки на наружной поверхности турбинной лопатки.In order to achieve the above technical objectives, the present inventors, after much study and research, present a gas-film cooling structure comprising discrete holes and slots on the wall of a turbine blade, where each of the slots is made in the form of an irregularly shaped composite slot formed by two sections oriented in the depth direction. slot - i.e., the first section is a middle distribution slot for sufficient distribution of the refrigerant gas entering through the discrete holes to form a continuous and uniform volume of positive pressure gas, and the second section is a lateral elongated slot that allows positive pressure gas flow outward from the outer surface of the turbine blade to form a continuous and uniform gas film on the outer surface of the turbine blade.
Таким образом, техническое решение по настоящему решению заключается в следующем.Thus, the technical solution of the present solution is as follows.
Турбинная лопатка, имеющая конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы, где турбинная лопатка является полой, на наружной поверхности турбинной лопатки предусмотрено множество первых пазов, которые представляют собой углубленные пазы, и первый паз включает днище и две боковые поверхности, параллельные направлению по длине первого паза, где в днище каждого первого паза предусмотрено множество дискретных отверстий А, проходящих к внутренней поверхности турбинной лопатки и расположенных в основном, в направлении длины первого паза, где каждый первый паз имеет глубину Н, где первый паз включает по меньшей мере два участка в направлении глубины, первым из которых является участок с глубиной H1 от днища первого паза, а вторым участком - остальная часть первого паза (т.е., глубина второго участка составляет Н2=Н-Н1), и где по меньшей мере одна боковая поверхность второго участка образована из соответствующей боковой поверхности первого участка расширением последней в боковом направлении.A turbine blade having a gas-film cooling structure with an irregularly shaped composite groove, where the turbine blade is hollow, a plurality of first grooves are provided on the outer surface of the turbine blade, which are recessed grooves, and the first groove includes a bottom and two side surfaces parallel to the length direction of the first groove, where in the bottom of each first groove a plurality of discrete holes A are provided, extending to the inner surface of the turbine blade and located mainly in the direction of the length of the first groove, where each first groove has a depth H, where the first groove includes at least two sections in direction of depth, the first of which is a section with a depth of H 1 from the bottom of the first groove, and the second section is the rest of the first groove (i.e., the depth of the second section is H 2 =H-H 1 ), and where at least one the side surface of the second section is formed from the corresponding side surface of the first expansion section I eat the last one in the lateral direction.
В турбинной лопатке указанной конструкции охлаждающий газ поступает в первый паз через дискретные отверстия А, в достаточной степени диффундирует и смешивается в первом участке, образует однородный газ с положительным давлением, после чего протекает через второй участок к концу отверстия в наружной поверхности турбинной лопатки и вытекает, образуя равномерную и сплошную пленку охлаждающего газа на наружной поверхности турбинной лопатки.In the turbine blade of this design, the cooling gas enters the first slot through discrete holes A, diffuses and mixes sufficiently in the first section, forms a positive pressure homogeneous gas, and then flows through the second section to the end of the hole in the outer surface of the turbine blade and flows out, forming a uniform and continuous film of cooling gas on the outer surface of the turbine blade.
Способ изготовления турбинной лопатки вышеописанной конструкции не имеет особых ограничений. Например, турбинная лопатка может изготавливаться по технологии 3D-печати, по технологии изготовления обработкой из цельного материала и т.п. В настоящем изобретении также рассматривается способ изготовления вышеупомянутой турбинной лопатки, имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы, который включает в себя следующие шаги: во-первых, отдельное изготовление турбинной лопатки по меньшей мере в двух частях; во-вторых, формирование первых пазов на наружной поверхности каждой части, а также формирование дискретных отверстий А на внутренней поверхности каждой части; и в-третьих, объединение по меньшей мере двух частей для получения турбинной лопатки, имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы. В альтернативном случае способ включает последовательно выполняемые обработку и формирование второго участка, первого участка и дискретных отверстий А первых пазов на наружной поверхности турбинной лопатки, за счет чего получают турбинную лопатку, имеющую конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы.The manufacturing method of the turbine blade of the above-described structure is not particularly limited. For example, a turbine blade may be manufactured by 3D printing technology, solid material processing technology, and the like. The present invention also contemplates a method for manufacturing the aforementioned turbine blade having a gas-film cooling structure with an irregularly shaped composite groove, which includes the following steps: first, separately manufacturing the turbine blade in at least two parts; secondly, forming first grooves on the outer surface of each part, as well as forming discrete holes A on the inner surface of each part; and thirdly, combining the at least two parts to form a turbine blade having a gas film cooling structure with an irregularly shaped composite groove. Alternatively, the method includes sequentially processing and forming the second portion, the first portion, and discrete first slot openings A on the outer surface of the turbine blade, thereby producing a turbine blade having a gas-film cooling structure with an irregularly shaped composite slot.
Процесс изготовления не имеет особых ограничений и может включать механическую обработку, лазерную обработку, электрохимическую обработку и т.п.The manufacturing process is not particularly limited, and may include mechanical processing, laser processing, electrochemical processing, and the like.
Для того, чтобы пленка охлаждающего газа стала еще более сплошной, равномерной и сцепляющейся с поверхностью, в настоящем изобретении также предлагается оптимизированная конструкция турбинной лопатки.In order to make the cooling gas film even more continuous, uniform and adherent to the surface, the present invention also proposes an optimized turbine blade design.
В частности, предлагается турбинная лопатка, имеющая конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы, где турбинная лопатка является полой, на наружной поверхности турбинной лопатки предусмотрено множество первых пазов, которые представляют собой углубления, а внутренняя поверхность турбинной лопатки содержит множество вторых пазов, которые представляют собой углубления пазы, где первый паз включает днище и две боковые поверхности, параллельные направлению длины первого паза, где второй паз включает днище и две боковые поверхности, параллельные направлению длины второго паза, где в днище каждого первого паза предусмотрено множество дискретных отверстий А, проходящих к днищу второго паза, а дискретные отверстия А расположены, в основном, в направлении длины первого паза, где каждый первый паз имеет глубину Н, где первый паз включает по меньшей мере два участка в направлении глубины, первым из которых является участок с глубиной H1 от днища первого паза, а вторым участком - остальная часть паза (т.е., глубина второго участка составляет H2=H-H1), и где по меньшей мере одна боковая поверхность второго участка образована из соответствующей боковой поверхности первого участка расширением последней в боковом направлении.In particular, there is provided a turbine blade having a gas-film cooling structure with an irregularly shaped composite groove, where the turbine blade is hollow, a plurality of first grooves are provided on the outer surface of the turbine blade, which are depressions, and the inner surface of the turbine blade contains a plurality of second grooves, which are groove recesses, where the first groove includes a bottom and two side surfaces parallel to the first groove length direction, where the second groove includes a bottom and two side surfaces parallel to the second groove length direction, where a plurality of discrete holes A are provided in the bottom of each first groove, passing to the bottom of the second groove, and discrete holes A are located mainly in the direction of the length of the first groove, where each first groove has a depth H, where the first groove includes at least two sections in the depth direction, the first of which is a section with a depth of H 1 from the bottom of the first groove, and the second section - the rest of the groove (i.e., the depth of the second section is H 2 =HH 1 ), and where at least one side surface of the second section is formed from the corresponding side surface of the first section by expanding the latter in the lateral direction.
В описанной выше оптимизированной конструкции внутренняя поверхность турбинной лопатки снабжена вторыми пазами. Введение вторых пазов позволяет улучшить эффективность потока охлаждающего воздуха, текущего к дискретным отверстиям А, создает положительное давление и позволяет сократить глубину отверстия для выброса газа.In the optimized design described above, the inner surface of the turbine blade is provided with second slots. The introduction of the second slots makes it possible to improve the efficiency of the flow of cooling air flowing to the discrete holes A, creates a positive pressure and makes it possible to reduce the depth of the gas outlet hole.
Высоту второго паза определяют избирательно для эффективного выброса охлаждающего газа и образования положительного давления.The height of the second slot is determined selectively for effective ejection of the cooling gas and the formation of a positive pressure.
Способ изготовления турбинной лопатки вышеописанной конструкции не имеет особых ограничений. Например, турбинная лопатка может изготавливаться по технологии 3D-печати, по технологии изготовления обработкой из цельного материала и т.п. В настоящем изобретении также рассматривается способ изготовления вышеупомянутой турбинной лопатки, имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы, который включает в себя следующие шаги: во-первых, отдельное приготовление турбинной лопатки по меньшей мере в двух частях; во-вторых, формирование первых пазов на наружной поверхности каждой части, а также формирование вторых пазов и дискретных отверстий А на внутренней поверхности каждой части; и в-третьих, объединение по меньшей мере двух частей для получения турбинной лопатки, имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы.The manufacturing method of the turbine blade of the above-described structure is not particularly limited. For example, a turbine blade may be manufactured by 3D printing technology, solid material processing technology, and the like. The present invention also contemplates a method for manufacturing the aforementioned turbine blade having a gas-film cooling structure with an irregularly shaped composite groove, which includes the following steps: first, separately preparing the turbine blade in at least two parts; secondly, forming first grooves on the outer surface of each part, as well as forming second grooves and discrete holes A on the inner surface of each part; and thirdly, combining the at least two parts to form a turbine blade having a gas film cooling structure with an irregularly shaped composite groove.
Процесс изготовления не имеет особых ограничений и может включать механическую обработку, лазерную обработку, электрохимическую обработку и т.п.The manufacturing process is not particularly limited, and may include mechanical processing, laser processing, electrochemical processing, and the like.
Для того, чтобы пленка охлаждающего газа стала еще более сплошной, равномерной и сцепляющейся с поверхностью, в настоящем изобретении также предлагается оптимизированная конструкция турбинной лопатки.In order to make the cooling gas film even more continuous, uniform and adherent to the surface, the present invention also proposes an optimized turbine blade design.
В частности, предлагается турбинная лопатка, имеющая конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы, где турбинная лопатка является полой, между внутренней поверхностью и наружной поверхностью образована полость, на внутренней поверхности турбинной лопатки предусмотрено множество дискретных отверстий В, проходящих к полости, где на наружной поверхности турбинной лопатки предусмотрено множество первых пазов, которые представляют собой углубления, а первый паз включает днище и две боковые поверхности, параллельные направлению длины первого паза, где в днище каждого первого паза предусмотрено множество дискретных отверстий А, проходящих к полости, и где дискретные отверстия А расположены, в основном, в направлении длины первого паза, где каждый первый паз имеет глубину Н, где паз включает по меньшей мере два участка в направлении глубины, первым из которых является участок с глубиной Н1 от днища первого паза, а вторым участком - остальная часть (т.е., глубина второго участка составляет Н2=Н-Н1), и где по меньшей мере одна боковая поверхность второго участка образована из соответствующей боковой поверхности первого участка расширением последней в боковом направлении.In particular, there is provided a turbine blade having a gas-film cooling structure with an irregularly shaped composite groove, where the turbine blade is hollow, a cavity is formed between the inner surface and the outer surface, a plurality of discrete holes B are provided on the inner surface of the turbine blade, extending to the cavity, where on the outer surface of the turbine blade is provided with a plurality of first slots, which are recesses, and the first slot includes a bottom and two side surfaces parallel to the length direction of the first slot, where the bottom of each first slot is provided with a plurality of discrete holes A extending to the cavity, and where the discrete holes A are located mainly in the direction of the length of the first groove, where each first groove has a depth H, where the groove includes at least two sections in the depth direction, the first of which is a section with a depth of H1 from the bottom of the first groove, and the second section is the rest part (i.e., deep on the second section is H 2 =H-H 1 ), and where at least one side surface of the second section is formed from the corresponding side surface of the first section by expanding the latter in the lateral direction.
В этой оптимизированной конструкции полость образована между внутренней поверхностью и наружной поверхностью турбинной лопатки, охлаждающий газ поступает в полость через дискретные отверстия В для конвективного охлаждения, создает положительное давление и затем входит в первый паз через дискретные отверстия А.In this optimized design, a cavity is formed between the inner surface and the outer surface of the turbine blade, the cooling gas enters the cavity through discrete holes B for convective cooling, creates a positive pressure and then enters the first slot through discrete holes A.
Высоту второго паза определяют избирательно для эффективного выброса охлаждающего газа и образования положительного давления.The height of the second slot is determined selectively for effective ejection of the cooling gas and the formation of a positive pressure.
В предпочтительном случае дискретные В и дискретные отверстия А располагают в шахматном порядке.Preferably, discrete B and discrete holes A are staggered.
В качестве дискретных отверстий В могут использоваться цилиндрические круглые отверстия, диффузионные отверстия или сложные фасонные отверстия неправильной формы.Discrete holes B can be cylindrical round holes, diffusion holes, or irregularly shaped complex holes.
В предпочтительном случае открытый конец дискретных отверстий В снабжен фаской или радиусным переходом для предотвращения концентрации напряжений из-за острых углов и нарушений в течении газа.Preferably, the open end of the discrete holes B is provided with a chamfer or radius transition to prevent stress concentration due to sharp corners and gas flow disturbances.
Способ изготовления турбинной лопатки вышеописанной конструкции не имеет особых ограничений. Например, турбинная лопатка может изготавливаться по технологии 3D-печати, по технологии изготовления обработкой из цельного материала и т.п. В настоящем изобретении также рассматривается способ изготовления вышеупомянутой турбинной лопатки, имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы, который включает в себя следующие шаги: во-первых, отдельное приготовление турбинной лопатки по меньшей мере в двух частях; во-вторых, формирование первых пазов и дискретных отверстий А на наружной поверхности каждой части, а также формирование дискретных отверстий В на внутренней поверхности каждой части; и в-третьих, объединение по меньшей мере двух частей для получения турбинной лопатки, имеющей конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы.The manufacturing method of the turbine blade of the above-described structure is not particularly limited. For example, a turbine blade may be manufactured by 3D printing technology, solid material processing technology, and the like. The present invention also contemplates a method for manufacturing the aforementioned turbine blade having a gas-film cooling structure with an irregularly shaped composite groove, which includes the following steps: first, separately preparing the turbine blade in at least two parts; secondly, forming first grooves and discrete holes A on the outer surface of each part, as well as forming discrete holes B on the inner surface of each part; and thirdly, combining the at least two parts to form a turbine blade having a gas film cooling structure with an irregularly shaped composite groove.
Процесс изготовления не имеет особых ограничений и может включать механическую обработку, лазерную обработку, электрохимическую обработку и т.п.The manufacturing process is not particularly limited, and may include mechanical processing, laser processing, electrochemical processing, and the like.
В предпочтительном случае угол между центральной осью днища первого паза в направлении глубины и нормалью к наружной поверхности турбинной лопатки составляет а, и 10°≤α≤90°, в предпочтительном случае 30°≤α≤80°, и в более предпочтительном случае 45°≤α≤70°.Preferably, the angle between the central axis of the bottom of the first slot in the depth direction and the normal to the outer surface of the turbine blade is a and 10°≤α≤90°, preferably 30°≤α≤80°, and more preferably 45° ≤α≤70°.
В предпочтительном случае, в вертикальном участке первого паза в направлении ширины первого паза две боковые поверхности первого участка представляют собой два прямолинейных отрезка, находящихся на расстоянии друг от друга, угол между каждым прямолинейным отрезком первого участка и днищем первого паза составляет в предпочтительном случае от 10° до 170°, в более предпочтительном случае - от 30° до 150°, и в наиболее предпочтительном случае - от 60° до 120°. Два прямолинейных отрезка могут быть параллельны друг другу или могут располагаться под определенным углом друг к другу. Боковые поверхности второго участка могут быть прямолинейными или дугообразными отрезками, а в предпочтительном случае по меньшей мере одна боковая поверхность второго участка представляет собой дугообразный отрезок. Кроме того, в предпочтительном случае, соединительный участок, где соединяются между собой по меньшей мере одна боковая поверхность первого участка и соответствующая боковая поверхность второго участка, представляет собой соединение с фаской или соединение с дугообразным переходом, за счет чего обеспечивается их плавное соединение.Preferably, in the vertical section of the first groove in the direction of the width of the first groove, the two side surfaces of the first section are two straight segments spaced from each other, the angle between each straight segment of the first section and the bottom of the first groove is preferably from 10° up to 170°, more preferably from 30° to 150°, and most preferably from 60° to 120°. The two straight line segments may be parallel to each other or may be located at a certain angle to each other. The side surfaces of the second section may be straight or arcuate segments, and in the preferred case, at least one side surface of the second section is an arcuate segment. In addition, in the preferred case, the connecting section, where at least one side surface of the first section and the corresponding side surface of the second section are connected to each other, is a chamfer connection or a connection with an arcuate transition, thereby ensuring their smooth connection.
Максимальный диаметр каждого дискретного отверстия А равен d, а минимальная ширина первого паза составляет D. В предпочтительном случае D≥d. В предпочтительном случае Н≥2d, в более предпочтительном случае Н≥3d, в еще более предпочтительном случае Н≥4d.The maximum diameter of each discrete hole A is d and the minimum width of the first slot is D. Preferably D≥d. Preferably H≥2d, more preferably H≥3d, even more preferably H≥4d.
В предпочтительном случае Н1>Н2, в более предпочтительном случае H1:H2≥2:1, в еще более предпочтительном случае H1:H2≥3:1, и в наиболее предпочтительном случае Н1:Н2≥4:1.Preferably H 1 >H 2 , more preferably H 1 :H 2 ≥2:1, even more preferably H 1 :H 2 ≥3:1, and most preferably H 1 :H 2 ≥4 :1.
Внутренняя поверхность и наружная поверхность турбинной лопатки могут быть параллельны друг другу или располагаться под определенным углом друг к другу.The inner surface and the outer surface of the turbine blade may be parallel to each other or at a certain angle to each other.
Дискретные отверстия А могут быть цилиндрическими круглыми отверстиями, диффузионными отверстиями или сложными фасонными отверстиями неправильной формы. В предпочтительном случае угол между центральной осью дискретного отверстия А и наружной поверхностью жаровой трубы равен θ. Угол α и угол θ могут быть различными. В предпочтительном случае угол θ в основном служит для уменьшения толщины обработки отверстий. В целом, в предпочтительном случае 0°≤θ≤60°, в более предпочтительном случае 10°≤θ≤45°, а угол α задан таким, чтобы обеспечить надлежащую силу сцепления газовой пленки с поверхностью.Discrete apertures A can be cylindrical circular apertures, diffusion apertures, or irregularly shaped complex apertures. In the preferred case, the angle between the central axis of the discrete hole A and the outer surface of the flame tube is θ. The angle α and the angle θ may be different. Preferably, the angle θ mainly serves to reduce the hole thickness. In general, it is preferably 0°≤θ≤60°, more preferably 10°≤θ≤45°, and the angle α is set so as to provide a proper adhesive force of the gas film to the surface.
В предпочтительном случае, открытый конец дискретного отверстия А снабжен фаской или радиусным переходом для предотвращения концентрации напряжений из-за острых углов и нарушений в течении газа.Preferably, the open end of discrete orifice A is provided with a chamfer or radius transition to prevent stress concentration due to sharp corners and disturbances in gas flow.
В отношении размещения первого паза и второго паза на наружной поверхности турбинной лопатки не установлено особых ограничений. В соответствии с фактической формой наружной поверхности турбинной лопатки, первый паз и второй паз могут быть расположены параллельно или в шахматном порядке и выполняются такими, чтобы газовая пленка покрывала всю наружную поверхность турбинной лопатки за счет сплошной газовой пленки, образуемой первым пазом.There are no particular restrictions regarding the placement of the first slot and the second slot on the outer surface of the turbine blade. According to the actual shape of the outer surface of the turbine blade, the first groove and the second groove can be arranged in parallel or staggered and are made so that the gas film covers the entire outer surface of the turbine blade due to the continuous gas film formed by the first groove.
По сравнению с решениями, известными из уровня техники, в описываемом изобретении стенка турбинной лопатки снабжена дискретными отверстиями А и первыми пазами, образующими конструкцию для газопленочного охлаждения, где первый паз представляет собой составной паз неправильной формы, включающий два участка в направлении глубины паза: первый участок имеет глубину Н1 и образует средний расширяющий паз, а второй участок имеет глубину Н2 и образует боковой расширенный паз. Такая конструкция имеет следующие преимущества.Compared to prior art solutions, in the present invention, the turbine blade wall is provided with discrete apertures A and first slots forming a gas-film cooling structure, where the first slot is an irregularly shaped composite slot including two sections in the direction of the slot depth: the first section has a depth of H1 and forms a middle expanding groove, and the second section has a depth of H2 and forms a lateral expanded groove. This design has the following advantages.
(1) После того как охлаждающий газ поступает в первый паз через дискретные отверстия (так как первый паз представляет собой составной паз неправильной формы, включающий два участка - горизонтальный участок, имеющий относительно большую глубину, и вертикальный участок в направлении ширины первого паза, имеющий длинную и узкую форму), как показано на Фиг. 1, диффундировавший газ из каждого дискретного отверстия может не только диффундировать и смешиваться в направлении длины первого паза, но и диффундировать, смешиваться и накладываться друг на друга в направлении глубины первого паза. Иными словами, газ может в достаточной степени распространяться в первом участке первого паза, после чего образует сплошной и равномерный объем газа с положительным давлением, а затем течет к открытому концу через второй участок первого паза. Форма открытого конца оптимизирована в соответствии с аэродинамическими требованиями сцепления газовой пленки с поверхностью таким образом, что газ вытекает из боковой стенки рядом с наружной поверхностью турбинной лопатки, образуя сплошную и равномерную пленку охлаждающего газа, сцепленную с наружной поверхностью турбинной лопатки. Так как первый паз имеет относительно большую глубину, охлаждающий газ, вытекающий из открытого конца первого паза, имеет более высокое давление воздуха, в связи с чем сплошная и равномерная пленка охлаждающего газа, образующаяся на наружной поверхности турбинной лопатки, сильно прикрепляется к наружной поверхности турбинной лопатки. Таким образом, в настоящем изобретении конструкция составного паза неправильной формы выполнена с возможностью образования сплошной, равномерной и сильно сцепляющейся с поверхностью пленки охлаждающего газа. Охлаждающий газ поступает в первый паз через дискретные отверстия А, в достаточной степени диффундирует и смешивается в первом участке, образует однородный газ с положительным давлением, после чего течет через второй участок к открытому концу на наружной поверхности турбинной лопатки и вытекает, образуя равномерную и сплошную газовую пленку на наружной поверхности турбинной лопатки.(1) After the refrigerant gas enters the first slot through the discrete holes (because the first slot is an irregularly shaped composite slot including two sections, a horizontal section having a relatively large depth and a vertical section in the width direction of the first slot having a long and narrow shape) as shown in FIG. 1, diffused gas from each discrete orifice can not only diffuse and mix in the direction of the length of the first groove, but also diffuse, mix and overlap in the direction of the depth of the first groove. In other words, the gas can sufficiently expand in the first section of the first slot, after which it forms a continuous and uniform volume of positive pressure gas, and then flows to the open end through the second section of the first slot. The shape of the open end is optimized according to the aerodynamic requirements of gas film adhesion to the surface so that the gas flows out of the side wall near the outer surface of the turbine blade, forming a continuous and uniform film of cooling gas adhered to the outer surface of the turbine blade. Since the first groove has a relatively large depth, the cooling gas flowing from the open end of the first groove has a higher air pressure, and therefore a continuous and uniform film of cooling gas formed on the outer surface of the turbine blade is strongly attached to the outer surface of the turbine blade. . Thus, in the present invention, the structure of the irregularly shaped composite groove is configured to form a continuous, uniform, and strongly adhering cooling gas film to the surface. The refrigerant gas enters the first slot through discrete holes A, diffuses and mixes sufficiently in the first section, forms a homogeneous gas with positive pressure, and then flows through the second section to the open end on the outer surface of the turbine blade and flows out, forming a uniform and continuous gas film on the outer surface of the turbine blade.
(2) Диаграмма аэродинамического моделирования турбинной лопатки, через которую проходит охлаждающий газ по настоящему изобретению. Как показано на Фиг. 1, подтверждено, что в настоящем изобретении охлаждающий газ может быть введен в первый паз через дискретные отверстия А, расширяться и смешиваться в первом пазу и образовывать сплошной и равномерный объем газа с положительным давлением, и образовывать газовую пленку, покрывающую всю наружную поверхность турбинной лопатки.(2) An aerodynamic simulation diagram of a turbine blade through which the cooling gas of the present invention passes. As shown in FIG. 1, it is confirmed that in the present invention, the cooling gas can be introduced into the first slot through discrete holes A, expand and mix in the first slot, and form a continuous and uniform volume of positive pressure gas, and form a gas film covering the entire outer surface of the turbine blade.
(3) Экспериментально подтверждено, что когда турбинные лопатки в камере сгорания по настоящему изобретению находятся в среде высокотемпературного газа, охлаждающий газ может образовывать газовую пленку, покрывающую всю наружную поверхность турбинной лопатки, за счет чего достигается хорошее охлаждающее действие. При сравнении по эквивалентной эффективности охлаждения=(температура газа - температура, измеренная в жаровой трубке на определенном расстоянии от внутренней поверхности жаровой трубки) / (температура газа - температура охлаждающего газа), в случае если коэффициент вдува охлаждающего газа М=1,5, в турбинной лопатке по настоящему изобретению, на расстоянии более 10 мм от наружной поверхности турбинной лопатки, эквивалентная эффективность охлаждения составляет более 0,5, а когда коэффициент вдува охлаждающего газа повышается, эквивалентная эффективность охлаждения может быть увеличена до значений, превышающих 0,7.(3) It has been experimentally confirmed that when the turbine blades in the combustion chamber of the present invention are in a high-temperature gas environment, the cooling gas can form a gas film covering the entire outer surface of the turbine blade, thereby achieving a good cooling effect. When compared by equivalent cooling efficiency = (gas temperature - temperature measured in the flame tube at a certain distance from the inner surface of the flame tube) / (gas temperature - cooling gas temperature), if the cooling gas injection coefficient is M = 1.5, in turbine blade of the present invention, at a distance of more than 10 mm from the outer surface of the turbine blade, the equivalent cooling efficiency is more than 0.5, and when the cooling gas blowing ratio is increased, the equivalent cooling efficiency can be increased to values greater than 0.7.
(4) Турбинная лопатка по настоящему изобретению имеет широкую область применения, охватывающую авиационные двигатели, газотурбинные двигатели, летающие автомобили, а также энергетические установки и т.п.(4) The turbine blade of the present invention has a wide range of applications, including aircraft engines, gas turbine engines, flying cars, as well as power plants, and the like.
Краткое описание чертежейBrief description of the drawings
Фиг. 1 - диаграмма аэродинамического моделирования турбинной лопатки по настоящему изобретению, через которую проходит охлаждающий газ.Fig. 1 is a diagram of an aerodynamic simulation of a turbine blade of the present invention through which a cooling gas passes.
Фиг. 2 - схематичное изображение конструкции турбинной лопатки по варианту осуществления 1 настоящего изобретения.Fig. 2 is a schematic representation of the construction of a turbine blade according to
Фиг. 3 - поперечное сечение конструкции из Фиг. 2.Fig. 3 is a cross section of the structure of FIG. 2.
Фиг. 4 - схематичное изображение конструкции первого паза из Фиг. 3.Fig. 4 is a schematic representation of the construction of the first slot of FIG. 3.
Фиг. 5 - схема течения охлаждающего газа в первом пазу из Фиг. 3.Fig. 5 is a diagram of the flow of cooling gas in the first slot of FIG. 3.
Фиг. 6 - схематичное изображение конструкции турбинной лопатки по варианту осуществления 2 настоящего изобретения.Fig. 6 is a schematic representation of the construction of a turbine blade according to Embodiment 2 of the present invention.
Фиг. 7 - схематичное изображение поперечного сечения турбинной лопатки по варианту осуществления 3 настоящего изобретения.Fig. 7 is a schematic cross-sectional view of a turbine blade according to Embodiment 3 of the present invention.
Фиг. 8 - схематичное изображение конструкции первого паза из Фиг. 7.Fig. 8 is a schematic representation of the construction of the first slot of FIG. 7.
Подробное описание вариантов осуществленияDetailed description of embodiments
Ниже подробно описаны различные варианты осуществления изобретения. Следует отметить, что представленные ниже варианты осуществления предназначены для облегчения понимания настоящего изобретения, но без ограничения объема изобретения.Various embodiments of the invention are described in detail below. It should be noted that the following embodiments are intended to facilitate understanding of the present invention, but without limiting the scope of the invention.
Условные обозначения на Фиг. 2-8:The legend in Fig. 2-8:
14 - дискретное отверстие В;14 - discrete hole B;
15 - полость;15 - cavity;
100 - турбинная лопатка;100 - turbine blade;
101 - наружная поверхность турбинной лопатки;101 - outer surface of the turbine blade;
102 - внутренняя поверхность турбинной лопатки;102 - inner surface of the turbine blade;
105 - первый паз;105 - first groove;
106 - линия объединения;106 - line of association;
107 - второй паз;107 - second groove;
301 - второй участок паза;301 - the second section of the groove;
302 - первый участок паза;302 - the first section of the groove;
400 - дискретное отверстие А;400 - discrete hole A;
500 - днище первого паза;500 - the bottom of the first groove;
501 - днище второго паза;501 - the bottom of the second groove;
600, 700 - две боковые поверхности первого паза; и600, 700 - two side surfaces of the first groove; and
601, 701 - две боковые поверхности второго паза.601, 701 - two side surfaces of the second groove.
Вариант 1
В этом варианте осуществления турбинная лопатка 100 имеет полую конструкцию, на Фиг. 2 показано схематичное изображение конструкции турбинной лопатки, а на Фиг. 3 показано схематичное изображение поперечного сечения конструкции из Фиг. 2.In this embodiment, the
На наружной поверхности 101 турбинной лопатки 100 предусмотрено множество первых пазов 105, расположенных на расстоянии друг от друга параллельно друг другу, причем первые пазы могут быть выполнены на части или всей наружной поверхности 101 турбинной лопатки 100.On the
На Фиг. 4 представлена увеличенная схема конструкции первого паза 105 из Фиг. 3.On FIG. 4 is an enlarged diagram of the construction of the
Как показано на Фиг. 4, каждый первый паз включает днище 500 и две боковые поверхности 600 и 700 паза. На днище каждого первого паза предусмотрены множество дискретных отверстий А 400, проходящих к внутренней поверхности 102 турбинной лопатки. В этом варианте осуществления наружная поверхность 101 турбинной лопатки и внутренняя поверхность 102 турбинной лопатки, в основном, расположены параллельно друг другу. Как показано на Фиг. 1, дискретные отверстия А 400 расположены в направлении длины первого паза 105.As shown in FIG. 4, each first slot includes a bottom 500 and two
Максимальный диаметр дискретных отверстий А равен d, глубина первого паза равна Н, а минимальная ширина первого паза равна D, причем D≥d, а Н≥2d.The maximum diameter of the discrete holes A is d, the depth of the first groove is H, and the minimum width of the first groove is D, with D≥d and H≥2d.
В этом варианте осуществления, как показано на Фиг. 4, первый паз включает два участка в направлении глубины. Первым участком 302 является участок, имеющий глубину H1 от днища первого паза, а вторым участком 302 является остальная часть первого паза. Иными словами, глубина второго участка составляет Н2=Н-Н1.In this embodiment, as shown in FIG. 4, the first groove includes two sections in the depth direction. The
В этом варианте осуществления первый участок 302 паза имеет форму наклонного цилиндра, а на вертикальном участке, как показано на Фиг. 4, две боковые поверхности участка 302 паза представляют собой два прямолинейных отрезка, находящихся на расстоянии друг от друга, причем эти два прямолинейных отрезка параллельны друг другу, а угол между каждым прямолинейным отрезком и днищем первого паза составляет 70°; одна боковая поверхность второго участка также представляет собой прямолинейный отрезок и образована продолжением соответствующей боковой поверхности первого участка, а вторая боковая поверхность второго участка представляет собой дугообразный отрезок и образована из другой боковой поверхности первого участка расширением последней в боковом направлении. В этом варианте осуществления угол α между продольной осью открытого конца каждого второго участка и нормалью к наружной поверхности 101 турбинной лопатки равен 30°.In this embodiment, the
В этом варианте осуществления H1 несколько больше, чем Н2.In this embodiment, H 1 is slightly larger than H 2 .
В этом варианте осуществления угол θ между центральной осью дискретного отверстия А и нормалью к внутренней поверхности 102 турбинной лопатки составляет 15°, а открытый конец отверстия снабжен снабжен по периметру радиусным переходом для предотвращения концентрации напряжений из-за острых углов.In this embodiment, the angle θ between the central axis of the discrete hole A and the normal to the
Фиг. 5 представляет собой схему потока охлаждающего газа в первом пазу из Фиг. 3. После того как охлаждающий газ от внутренней поверхности 102 турбинной лопатки поступает в первый паз через дискретные отверстия А, он может не только диффундировать и смешиваться в направлении длины первого паза, но и диффундировать, смешиваться и накладываться друг на друга в направлении глубины первого паза. Иными словами, газ может в достаточной степени распространяться в первом участке первого паза, образуя сплошной и равномерный объем газа с положительным давлением, а затем течь через второй участок первого паза к открытому концу наружной поверхности 101 турбинной лопатки. Так как первый паз имеет относительно большую глубину, газ, вытекающий из открытого конца первого паза, имеет более высокое давление воздуха, в связи с чем сплошная и равномерная пленка охлаждающего газа, образующаяся на наружной поверхности турбинной лопатки, сильно прикрепляется к ее наружной поверхности.Fig. 5 is a flow diagram of the refrigerant gas in the first slot of FIG. 3. After the cooling gas from the
В этом варианте осуществления способ изготовления вышеупомянутой турбинной лопатки включает следующие шаги: во-первых, отдельная подготовка турбинной лопатки 100 в двух частях (т.е., как показано на Фиг. 2, части I и части II, где часть I и часть II объединяются по линии объединения 106 с получение целой турбинной лопатки 100); во-вторых, формирование первых пазов 105 на наружной поверхности части I, формирование дискретных отверстий А на внутренней поверхности части I, формирование первых пазов 105 на наружной поверхности части II, и формирование дискретных отверстий А на внутренней поверхности части II; и в-третьих, объединение части I и части II по линии объединения 106 с получением целой турбинной лопатки 100.In this embodiment, the method for manufacturing the above-mentioned turbine blade includes the following steps: first, separately preparing the
Вариант 2Option 2
В этом варианте осуществления турбинная лопатка 100 имеет полую конструкцию, на Фиг. 2 показана схема конструкции турбинной лопатки, а на Фиг. 3 показано поперечное сечение конструкции из Фиг. 2.In this embodiment, the
На наружной поверхности 101 турбинной лопатки 100 предусмотрено множество первых пазов 105, расположенных на расстоянии друг от друга и параллельно друг другу, причем первые пазы могут быть выполнены на части или всей наружной поверхности 101 турбинной лопатки 100. На внутренней поверхности 102 турбинной лопатки 100 предусмотрено множество вторых пазов 107, расположенных на расстоянии друг от друга и параллельно друг другу.The
На Фиг. 6 показана увеличенная схема конструкции первого паза 105 и второго паза 107 из Фиг. 3.On FIG. 6 is an enlarged diagram of the construction of the
Как показано на Фиг. 6, каждый первый паз включает днище 500 и две боковые поверхности 600 и 700. Каждый второй паз 107 включает днище 501 и две боковые поверхности 601 и 701, параллельные направлению длины второго паза. На днище каждого первого паза предусмотрены множество дискретных отверстий А 400, проходящих к днищу второго паза, причем дискретные отверстия А 400 располагаются в основном вдоль направления длины первого паза 105.As shown in FIG. 6, each first slot includes a bottom 500 and two
Максимальный диаметр дискретных отверстий А равен d, глубина первого паза равна Н, а минимальная ширина первого паза равна D, причем D≥d, а Н≥2d.The maximum diameter of the discrete holes A is d, the depth of the first groove is H, and the minimum width of the first groove is D, with D≥d and H≥2d.
В этом варианте осуществления первый паз 105 включает два участка в направлении глубины. Как показано на Фиг. 6, первым участком 302 является участок, имеющий глубину H1 от днища первого паза, а вторым участком 301 является остальная часть паза. Иными словами, глубина второго участка составляет Н2=Н-Н1.In this embodiment, the
В этом варианте осуществления первый участок 302 паза имеет форму наклонного цилиндра, а на вертикальном участке, как показано на Фиг. 6, две боковые поверхности первого участка 302 паза представляют собой два прямолинейных отрезка, находящихся на расстоянии друг от друга, причем эти два прямолинейных отрезка параллельны друг другу, а угол между каждым прямолинейным отрезком первого участка и днищем первого паза составляет 70°; одна боковая поверхность второго участка также представляет собой прямолинейный отрезок и образована продолжением соответствующей боковой поверхности первого участка, а другая боковая поверхность представляет собой дугообразный отрезок и образована из другой боковой поверхности первого участка расширением последней в боковом направлении. В этом варианте осуществления угол α между продольной осью открытого конца каждого второго участка в направлении глубины и нормалью к поверхности 101 турбинной лопатки равен 30°.In this embodiment, the
В этом варианте осуществления H1 несколько больше, чем Н2.In this embodiment, H 1 is slightly larger than H 2 .
В этом варианте осуществления угол θ между центральной осью дискретного отверстия А и нормалью к внутренней поверхности 102 турбинной лопатки составляет 15°, а открытый конец отверстия снабжен скругленным переходом для предотвращения концентрации напряжений из-за острых углов.In this embodiment, the angle θ between the central axis of the discrete hole A and the normal to the
В этом варианте осуществления путь течения охлаждающего газа у стенки турбинной лопатки включает следующее: охлаждающий газ от внутренней поверхности 102 турбинной лопатки поступает во второй паз, эффективно течет по второму пазу и создает положительное давление, а затем поступает в первый паз через дискретные отверстия А; при этом, охлаждающий газ из каждого дискретного отверстия А может не только диффундировать и смешиваться в направлении длины первого паза, но и диффундировать, смешиваться и накладываться друг на друга в направлении глубины первого паза. Иными словами, газ может в достаточной степени распространяться в первом участке первого паза, образуя сплошной и равномерный объем газа с положительным давлением, а затем течь через второй участок первого паза к открытому концу наружной поверхности турбинной лопатки и вытекать с образованием сплошной и равномерной газовой пленки, сцепленной с наружной поверхностью турбинной лопатки. Так как первый паз имеет относительно большую глубину, газ, вытекающий из открытого конца первого паза, имеет более высокое давление воздуха, в связи с чем сплошная и равномерная пленка охлаждающего газа, образующаяся на наружной поверхности турбинной лопатки, сильно прикрепляется к ее наружной поверхности.In this embodiment, the flow path of the cooling gas at the wall of the turbine blade includes the following: the cooling gas from the
В этом варианте осуществления способ изготовления вышеупомянутой турбинной лопатки включает следующие шаги: во-первых, отдельная подготовка турбинной лопатки 100 в двух частях (т.е., как показано на Фиг. 2, части I и части II, где часть I и часть II объединяются по линии объединения 106 с получение целой турбинной лопатки 100); во-вторых, формирование первых пазов 105 на наружной поверхности части I, формирование вторых пазов 107 и дискретных отверстий А на внутренней поверхности части I, формирование первых пазов 105 на наружной поверхности части II, и формирование вторых пазов 107 и дискретных отверстий А на внутренней поверхности части II; и в-третьих, объединение части I и части II по линии объединения 106 с получением целой турбинной лопатки 100.In this embodiment, the method for manufacturing the above-mentioned turbine blade includes the following steps: first, separately preparing the
Вариант 3Option 3
В этом варианте осуществления турбинная лопатка 100 имеет полую конструкцию, на Фиг. 2 показана схема конструкции турбинной лопатки, а на Фиг. 7 схематично показано поперечное сечение конструкции из Фиг. 2.In this embodiment, the
Как показано на Фиг. 7, между внутренней поверхностью 102 и наружной поверхностью 101 турбинной лопатки 100 образована полость 15. На внутренней поверхности 102 турбинной лопатки предусмотрено множество дискретных отверстий В 14, проходящих к полости 15.As shown in FIG. 7, a
На наружной поверхности 101 турбинной лопатки 100 предусмотрено) множество первых пазов 105, расположенных на расстоянии друг от друга параллельно друг другу, причем первые пазы могут иметь длину, частично и полностью проходящую в направлении длины наружной поверхности 101 турбинной лопатки 100.On the
На Фиг. 8 представлена увеличенная схема конструкции первого паза 105 из Фиг. 7.On FIG. 8 is an enlarged diagram of the construction of the
Как показано на Фиг. 8, каждый первый паз 105 включает днище 500 и две боковые поверхности 600 и 700. На днище каждого первого паза предусмотрены множество дискретных отверстий А 400, проходящих к полости 15.As shown in FIG. 8, each
В этом варианте осуществления наружная поверхность 101 турбинной лопатки и внутренняя поверхность 102 турбинной лопатки, в основном, расположены параллельно друг другу. Как показано на Фиг. 1, дискретные отверстия А 400 расположены в основном вдоль направления длины первого паза.In this embodiment, the
Максимальный диаметр дискретных отверстий А равен d, глубина первого паза равна Н, а минимальная ширина первого паза равна D, причем D≥d, а Н≥2d.The maximum diameter of the discrete holes A is d, the depth of the first groove is H, and the minimum width of the first groove is D, with D≥d and H≥2d.
В этом варианте осуществления первый паз включает два участка в направлении глубины. Как показано на Фиг. 4, первым участком 302 является участок, имеющий глубину Н1 от днища первого паза, а вторым участком 302 является остальная часть первого паза. Иными словами, глубина второго участка составляет H2=H-H1.In this embodiment, the first groove includes two sections in the depth direction. As shown in FIG. 4, the
В этом варианте осуществления первый участок 302 паза имеет форму наклонного цилиндра, а на вертикальном участке, как показано на Фиг. 4, две боковые поверхности участка 302 паза представляют собой два прямолинейных отрезка, находящихся на расстоянии друг от друга, причем эти два прямолинейных отрезка параллельны друг другу, а угол между каждым прямолинейным отрезком первого участка и днищем первого паза составляет 70°; одна боковая поверхность второго участка также представляет собой прямолинейный отрезок и образована продолжением соответствующей боковой поверхности первого участка, а вторая боковая поверхность второго участка представляет собой дугообразный отрезок и образована из другой боковой поверхности первого участка расширением последней в боковом направлении. В этом варианте осуществления угол α между осью открытого конца каждого второго участка в направлении глубины и нормалью к поверхности 101 турбинной лопатки равен 30°.In this embodiment, the
В этом варианте осуществления H1 несколько больше, чем Н2.In this embodiment, H 1 is slightly larger than H 2 .
В этом варианте осуществления угол θ между центральной осью дискретного отверстия А и нормалью внутренней поверхности 102 турбинной лопатки составляет 15°, а открытый конец отверстия снабжен по периметру радиусным переходом для предотвращения концентрации напряжений из-за острых углов.In this embodiment, the angle θ between the central axis of the discrete hole A and the normal of the
В этом варианте осуществления путь течения охлаждающего газа у стенки турбинной лопатки включает следующее: охлаждающий газ от внутренней поверхности 102 турбинной лопатки поступает в полость 15 через дискретные отверстия В, эффективно течет в полости 15 и создает положительное давление, а затем поступает в первый паз через дискретные отверстия А; при этом, охлаждающий газ из каждого дискретного отверстия А может не только диффундировать и смешиваться в направлении длины первого паза, но и диффундировать, смешиваться и накладываться друг на друга в направлении глубины первого паза. Иными словами, газ может в достаточной степени распространяться в первом участке первого паза, образуя сплошной и равномерный объем газа с положительным давлением, а затем течь через второй участок первого паза к открытому концу наружной поверхности турбинной лопатки и вытекать с образованием сплошной и равномерной газовой пленки, сцепленной с наружной поверхностью турбинной лопатки. Так как первый паз имеет относительно большую глубину, газ, вытекающий из открытого конца первого паза, имеет более высокое давление воздуха, в связи с чем сплошная и равномерная пленка охлаждающего газа, образующаяся на наружной поверхности турбинной лопатки, сильно прикрепляется к наружной поверхности турбинной лопатки.In this embodiment, the cooling gas flow path at the turbine blade wall includes the following: the cooling gas from the
В этом варианте осуществления способ изготовления вышеупомянутой турбинной лопатки включает следующие шаги: во-первых, отдельная подготовка турбинной лопатки 100 в двух частях (т.е., как показано на Фиг. 2, части I и части II, где часть I и часть II объединяются по линии объединения 106 с получение целой турбинной лопатки 100); во-вторых, формирование первых пазов 105 и дискретных отверстий на наружной поверхности части I, формирование дискретных отверстий В на внутренней поверхности части I, формирование первых пазов 105 и дискретных отверстий А на наружной поверхности части II, и формирование дискретных отверстий В на внутренней поверхности части II; и в-третьих, объединение части I и части II по линии объединения 106 с получением целой турбинной лопатки 100.In this embodiment, the method for manufacturing the above-mentioned turbine blade includes the following steps: first, separately preparing the
Указанные выше варианты осуществления представляют собой подробные описания технического решения по настоящему изобретению. При этом подразумевается, что указанные выше варианты осуществления представляют собой всего лишь частные варианты осуществления настоящего изобретения и не должны пониматься как ограничивающие его объем. Любые изменения, дополнения и замены, подпадающие под объем принципов настоящего изобретения, включаются в объем защиты прилагаемой формулы изобретения.The above embodiments are detailed descriptions of the technical solution of the present invention. It is understood that the above embodiments are only particular embodiments of the present invention and should not be understood as limiting its scope. Any modifications, additions and substitutions falling within the scope of the principles of the present invention are included within the protection scope of the appended claims.
Claims (54)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201810911051.8 | 2018-08-10 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2021106149A RU2021106149A (en) | 2022-09-12 |
| RU2787678C2 true RU2787678C2 (en) | 2023-01-11 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5030060A (en) * | 1988-10-20 | 1991-07-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions |
| US7563073B1 (en) * | 2006-10-10 | 2009-07-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with film cooling slot |
| US8851848B1 (en) * | 2012-02-20 | 2014-10-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with showerhead film cooling slots |
| CN203867627U (en) * | 2014-03-27 | 2014-10-08 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | Air film cooling component for gas turbine |
| RU2623600C2 (en) * | 2011-12-01 | 2017-06-28 | Дженерал Электрик Компани | Cooling turbine blade (versions) and method of turbine blade cooling |
| CN108843404A (en) * | 2018-08-10 | 2018-11-20 | 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 | A kind of turbo blade and preparation method thereof with compound special-shaped groove gaseous film control structure |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5030060A (en) * | 1988-10-20 | 1991-07-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions |
| US7563073B1 (en) * | 2006-10-10 | 2009-07-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with film cooling slot |
| RU2623600C2 (en) * | 2011-12-01 | 2017-06-28 | Дженерал Электрик Компани | Cooling turbine blade (versions) and method of turbine blade cooling |
| US8851848B1 (en) * | 2012-02-20 | 2014-10-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with showerhead film cooling slots |
| CN203867627U (en) * | 2014-03-27 | 2014-10-08 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | Air film cooling component for gas turbine |
| CN108843404A (en) * | 2018-08-10 | 2018-11-20 | 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 | A kind of turbo blade and preparation method thereof with compound special-shaped groove gaseous film control structure |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6971851B2 (en) | Multi-metered film cooled blade tip | |
| US10436040B2 (en) | Airfoil with dual-wall cooling for a gas turbine engine | |
| JP7268135B2 (en) | Turbine blade having gas film cooling structure with compound profile groove and method for manufacturing the same | |
| US4653983A (en) | Cross-flow film cooling passages | |
| JP6177785B2 (en) | Annular wall of combustion chamber with improved cooling at the primary and / or dilution hole level | |
| US7625180B1 (en) | Turbine blade with near-wall multi-metering and diffusion cooling circuit | |
| US4676719A (en) | Film coolant passages for cast hollow airfoils | |
| US10914177B2 (en) | Dual-walled components for a gas turbine engine | |
| EP3322881B1 (en) | Turbomachine component with cooling features and a method for manufacturing and of operation of such a turbomachine component | |
| US9938837B2 (en) | Gas turbine engine airfoil trailing edge passage and core for making same | |
| US9810073B2 (en) | Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof | |
| EP2876258B1 (en) | Gas turbine blade | |
| EP2738350B1 (en) | Turbine blade airfoils including showerhead film cooling systems, and methods for forming an improved showerhead film cooled airfoil of a turbine blade | |
| US20100008759A1 (en) | Methods and apparatuses for providing film cooling to turbine components | |
| US9017026B2 (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling slots | |
| US10900509B2 (en) | Surface modifications for improved film cooling | |
| US20120301319A1 (en) | Curved Passages for a Turbine Component | |
| US20180320525A1 (en) | Leading edge hybrid cavities and cores for airfoils of gas turbine engine | |
| EP2912276B1 (en) | Film cooling channel array | |
| US20170167272A1 (en) | Cooling arrangement | |
| CN208845235U (en) | A kind of turbo blade with compound special-shaped groove gaseous film control structure | |
| US20160333699A1 (en) | Trailing edge cooling pedestal configuration for a gas turbine engine airfoil | |
| US10337527B2 (en) | Turbomachine blade, comprising intersecting partitions for circulation of air in the direction of the trailing edge | |
| RU2787678C2 (en) | Turbine blade with structure for gas-film cooling with composite groove of irregular shape and its manufacturing method | |
| US10370982B2 (en) | Double shelf squealer tip with impingement cooling of serpentine cooled turbine blades |