PL232996B1 - Cooling system, preferably for the aircraft engine turbines - Google Patents
Cooling system, preferably for the aircraft engine turbinesInfo
- Publication number
- PL232996B1 PL232996B1 PL416449A PL41644916A PL232996B1 PL 232996 B1 PL232996 B1 PL 232996B1 PL 416449 A PL416449 A PL 416449A PL 41644916 A PL41644916 A PL 41644916A PL 232996 B1 PL232996 B1 PL 232996B1
- Authority
- PL
- Poland
- Prior art keywords
- nozzles
- nozzle
- cooling system
- cylindrical
- conical
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims description 21
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims abstract description 21
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 5
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 abstract description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 3
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Układ zawiera zestaw dysz (2, 3, 4, 5), kierujących strumień płynu (7) na chłodzoną powierzchnię. W skład zestawu dysz wchodzą dysze o zróżnicowanym kształcie geometrycznym wybrane ze zbioru: {dysza cylindryczna (3), dysza cylindryczna przedłużona (4), dysza stożkowa (2), dysza stożkowa odwrócona (5)}. Dysze (2, 3, 4, 5) są rozmieszczone w sposób zapewniający równy rozkład naprężeń cieplnych na chłodzonej powierzchni.The system includes a set of nozzles (2, 3, 4, 5) directing a stream of fluid (7) onto the cooled surface. The nozzle set includes nozzles of various geometric shapes selected from the set: {cylindrical nozzle (3), extended cylindrical nozzle (4), conical nozzle (2), inverted conical nozzle (5)}. The nozzles (2, 3, 4, 5) are arranged in a way that ensures equal distribution of thermal stresses on the cooled surface.
Description
Opis wynalazkuDescription of the invention
Przedmiotem wynalazku jest układ chłodzenia turbin silników lotniczych, umożliwiający uzyskanie jednolitego rozkładu naprężeń cieplnych podczas chłodzenia płaskiej płyty.The subject of the invention is a cooling system for aircraft engine turbines, which makes it possible to obtain a uniform distribution of thermal stresses during cooling of a flat plate.
Znane ze stanu techniki układy chłodzenia znajdujące zastosowanie w chłodzeniu płaskiej płyty, wykorzystują konwekcję wymuszoną. Znajdują one zastosowanie podczas chłodzenia turbin silników lotniczych, chłodzenia urządzeń elektronicznych, chłodzenia wirujących łopatek silników przepływowych i podobnych urządzeń. Układy te posiadają szereg równomiernie rozmieszczonych dysz, kierujących strumień chłodziwa o niskiej temperaturze na powierzchnię chłodzonego urządzenia. Użyte dysze posiadają jednakowy kształt geometryczny, a odpowiedni efekt chłodzenia uzyskiwany jest poprzez dobór parametrów takich, jak na przykład odległość pomiędzy sąsiednimi dyszami, odległość dyszy od powierzchni chłodzonej, czy średnica dyszy.Prior art cooling systems for use in cooling a flat plate use forced convection. They are used for cooling aircraft engine turbines, cooling electronic devices, cooling rotating blades of flow engines and similar devices. These systems have a series of evenly spaced nozzles to direct a stream of low temperature coolant to the surface of the device being cooled. The nozzles used have the same geometric shape, and the appropriate cooling effect is obtained by selecting parameters such as, for example, the distance between adjacent nozzles, the distance of the nozzle from the cooled surface, or the diameter of the nozzle.
Rozwiązania te nie zapewniają jednolitego rozkładu naprężeń cieplnych na chłodzonej powierzchni. Parametrem opisującym zjawisko wymiany ciepła na chłodzonej powierzchni płyty jest liczba Nusselta.These solutions do not ensure a uniform distribution of thermal stresses on the cooled surface. The parameter describing the phenomenon of heat transfer on the cooled plate surface is the Nusselt number.
Typowe rozwiązanie układu chłodzenia znanego ze stanu techniki zostało pokazane na rysunku schematycznym, na którym pos. I przedstawia znany układ chłodzenia, zaś pos. II - wykres rozkładu liczby Nusselta wzdłuż chłodzonej powierzchni płyty.A typical solution of a cooling system known from the prior art is shown in the schematic drawing in which Fig. I shows a known cooling system, and Fig. II - diagram of the Nusselt number distribution along the cooled plate surface.
Pos. I przedstawia znany układ chłodzenia zawierający rurę rozprowadzającą I z wyciętymi i ułożonymi w jednej linii dyszami walcowymi II o wylotach cylindrycznych. Do rury rozprowadzającej I jest wprowadzane przez wpust III chłodziwo IV, którego strumienie są następnie kierowane poprzez dysze walcowe II na chłodzoną powierzchnię urządzenia V. Dysze walcowe II są położone na rurze rozprowadzającej I kolejno w miejscach A, B, C, D, E i F.Pos. I shows a known cooling system comprising a distribution pipe I with cylindrical nozzles II cut and aligned in line with cylindrical outlets. The coolant IV is introduced to the distribution pipe I through the inlet III, the streams of which are then directed through the cylindrical nozzles II to the cooled surface of the device V. The cylindrical nozzles II are located on the distribution pipe I successively at locations A, B, C, D, E and F .
Przy zastosowaniu takiego rozwiązania występuje zróżnicowany rozkład liczby Nusselta Nu o wzdłuż chłodzonej płyty urządzenia V, co przedstawiono na pos. II, gdzie zobrazowano jej wartość mierzoną na chłodzonej płaszczyźnie w miejscach pod dyszami walcowymi II, a poszczególne wartości liczby Nusselta Nuo zostały podane kolejno dla miejsc A, B, C, D, E i F płyty urządzenia V, odpowiadających położeniu dysz walcowych II na rurze rozprowadzającej I.When such a solution is used, there is a differentiated distribution of the Nusselt number Nu o along the cooled plate of the device V, as shown in Fig. II, where its value is measured on the cooled plane in places under the II cylindrical nozzles, and the individual values of the Nusselt Nuo number are given successively for locations A, B, C, D, E and F of the V device plate, corresponding to the location of cylindrical nozzles II on the pipe distributor I.
Z europejskiego opisu zgłoszeniowego EP 2551562 A2 znana jest uszczelka zamontowana pomiędzy dwoma sąsiadującymi segmentami maszyny przepływowej. Uszczelka jest zbudowana z dwóch części końcowych i części środkowej. Części końcowe są przeznaczone do wciskania w uszczelniane obszary sąsiadujących segmentów i ich uszczelniania. W części środkowej uszczelki wykonane są dysze, które mogą mieć zróżnicowany kształt, rozmiar oraz rozmieszczenie. Dzięki dyszom zapewnione jest lepsze chłodzenie miejscowe samej uszczelki, uszczelnianych obszarów, oraz sąsiadujących segmentów maszyny przepływowej.From EP 2551562 A2, a seal is known to be mounted between two adjacent segments of a turbine. The gasket consists of two end parts and a middle part. The end portions are designed to be pressed into the sealed areas of adjacent segments and to be sealed. In the central part of the gasket, nozzles are made, which can have various shapes, sizes and arrangements. The nozzles provide better local cooling of the gasket itself, the areas to be sealed, and the adjacent segments of the turbine.
Układ chłodzenia płaskich elementów turbin silników lotniczych, zawierający zestaw dysz kierujących strumień płynu na chłodzoną powierzchnię, według wynalazku charakteryzuje się tym, że zestaw zawiera dysze o zróżnicowanym kształcie geometrycznym, przy czym zestaw obejmuje co najmniej po jednej: dyszy cylindrycznej, dyszy cylindrycznej przedłużonej, dyszy stożkowej oraz dyszy stożkowej odwróconej, przy czym dysze ułożone są w jednym rzędzie.The cooling system of flat elements of aircraft engine turbines, comprising a set of nozzles directing a stream of fluid onto a cooled surface, according to the invention is characterized in that the set includes nozzles of various geometrical shapes, the set comprising at least one each: a cylindrical nozzle, an extended cylindrical nozzle, a nozzle conical and inverted conical nozzle, the nozzles are arranged in one row.
Korzystnie układ chłodzenia zawiera rurkę dystrybucyjną, a dysze zestawu są rozmieszczo ne na tej rurce dystrybucyjnej.Preferably, the cooling system includes a distribution tube and the assembly nozzles are arranged on the distribution tube.
Dalsze korzyści uzyskuje się, jeżeli jeden rząd dysz rozmieszczonych na rurce dystrybucyjnej zawiera dwie dysze stożkowe, dwie dysze cylindryczne jedną dyszę cylindryczną przedłużoną, jedną dyszę stożkową odwróconą, przy czym dysze od strony wlotu rurki dystrybucyjnej są rozmieszczone w następującej kolejności: dysza stożkowa, dysza cylindryczna, dysza cylindryczna przedłużona, dysza cylindryczna, dysza stożkowa odwrócona, dysza stożkowa.Further advantages are obtained if one row of nozzles arranged on the distribution pipe comprises two conical nozzles, two cylindrical nozzles one extended cylindrical nozzle, one inverted conical nozzle, the nozzles on the inlet side of the distribution pipe are arranged in the following order: conical nozzle, cylindrical nozzle , extended cylindrical nozzle, cylindrical nozzle, inverted conical nozzle, conical nozzle.
Zastosowanie wynalazku umożliwia uzyskanie korzystnych skutków w postaci wyrównania naprężeń cieplnych na chłodzonej powierzchni.The use of the invention allows to obtain beneficial effects in the form of thermal stress equalization on the cooled surface.
Przedmiot wynalazku w przykładzie wykonania jest uwidoczniony w ujęciu schematycznym na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia zastosowane rodzaje dysz, fig. 2 - układ chłodzenia według wynalazku, a fig. 3 - wykres rozkładu liczby Nusselta wzdłuż płyty chłodzonej przez ten układ chłodzenia.The subject of the invention in an exemplary embodiment is schematically illustrated in the drawing, in which Fig. 1 shows the types of nozzles used, Fig. 2 - a cooling system according to the invention, and Fig. 3 - a diagram of the Nusselt number distribution along the plate cooled by this cooling system.
Układ chłodzenia, według wynalazku w przykładzie wykonania, jest przeznaczony do chłodzenia płaskich elementów turbin silników lotniczych i zawiera rurkę dystrybucyjną 1 z ułożonymi w jednej linii dyszami 2, 3, 4 i 5, które są położone na rurce dystrybucyjnej 1, patrząc od strony wlotu 6 chłoThe cooling system according to the invention in an exemplary embodiment is designed to cool flat elements of aero engine turbines and comprises a distribution pipe 1 with aligned nozzles 2, 3, 4 and 5, which are located on the distribution pipe 1 as viewed from the intake side 6 cool
PL 232 996 B1 dzącego płynu 7, w kolejności: dysza stożkowa 2, dysza cylindryczna 3, dysza cylindryczna przedłużona 4, dysza cylindryczna 3, dysza stożkowa odwrócona 5, dysza stożkowa 2, odpowiednio w miejscach a, b, c, d, e, f, odpowiadających kolejności ich umiejscowienia na rurce dystrybucyjnej 1. Do rurki dystrybucyjnej 1 jest wprowadzany przez wlot 6 płyn 7 o niskiej temperaturze, którego strumienie są następnie kierowane poprzez osadzone w rurce dystrybucyjnej 1 dysze 2, 3, 4 i 5 na powierzchnię chłodzonej płyty 8.Working fluid 7, in the following order: conical nozzle 2, cylindrical nozzle 3, extended cylindrical nozzle 4, cylindrical nozzle 3, inverted conical nozzle 5, conical nozzle 2, respectively in places a, b, c, d, e, f, corresponding to the order of their location on the distribution tube 1. Low-temperature fluid 7 is introduced into the distribution tube 1 through the inlet 6, the streams of which are then directed through the nozzles 2, 3, 4 and 5 embedded in the distribution tube 1 onto the surface of the cooled plate 8 .
Przy zastosowaniu rozwiązania według wynalazku uzyskuje się jednolity rozkład liczby Nusselta Nuo wzdłuż chłodzonej płyty 8, co przedstawiono na wykresie na fig. 3, gdzie wartości tej liczby zobrazowano pod dyszami 2, 3, 4 i 5, w miejscach a, b, c, d, e i f na chłodzonej powierzchni płyty 8, odpowiadających położeniu tych dysz 2, 3, 4 i 5 na rurce dystrybucyjnej 1.Using the solution according to the invention, a uniform distribution of the Nusselt Nuo number along the cooled plate 8 is obtained, as shown in the diagram in Fig. 3, where the values of this number are visualized under the nozzles 2, 3, 4 and 5, in places a, b, c, d , e and f on the cooled surface of the plate 8, corresponding to the position of these nozzles 2, 3, 4 and 5 on the distribution tube 1.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PL416449A PL232996B1 (en) | 2016-03-10 | 2016-03-10 | Cooling system, preferably for the aircraft engine turbines |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PL416449A PL232996B1 (en) | 2016-03-10 | 2016-03-10 | Cooling system, preferably for the aircraft engine turbines |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| PL416449A1 PL416449A1 (en) | 2017-09-11 |
| PL232996B1 true PL232996B1 (en) | 2019-08-30 |
Family
ID=59772001
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PL416449A PL232996B1 (en) | 2016-03-10 | 2016-03-10 | Cooling system, preferably for the aircraft engine turbines |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| PL (1) | PL232996B1 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| PL237222B1 (en) * | 2018-12-13 | 2021-03-22 | Politechnika Rzeszowska Im Ignacego Lukasiewicza | Cooling system for surfaces connected to each other at an obtuse angle |
-
2016
- 2016-03-10 PL PL416449A patent/PL232996B1/en unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| PL416449A1 (en) | 2017-09-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Metzger et al. | Row resolved heat transfer variations in pin-fin arrays including effects of non-uniform arrays and flow convergence | |
| Rao et al. | Experimental and numerical investigation of impingement heat transfer on the surface with micro W-shaped ribs | |
| KR101410570B1 (en) | Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbines | |
| Liu et al. | Experimental investigation on the leading edge film cooling of cylindrical and laid-back holes with different hole pitches | |
| US8851848B1 (en) | Turbine blade with showerhead film cooling slots | |
| Liu et al. | Experimental investigation on the leading edge film cooling of cylindrical and laid-back holes with different radial angles | |
| Liu et al. | Jet impingement heat transfer on target surfaces with longitudinal and transverse grooves | |
| Jordan et al. | Leading edge impingement with racetrack shaped jets and varying inlet supply conditions | |
| Jordan et al. | Impingement heat transfer on a cylindrical, concave surface with varying jet geometries | |
| Kim et al. | Total cooling effectiveness on laminated multilayer for impingement/effusion cooling system | |
| Kan et al. | Combined effects of perforated blockages and pin fins in a trailing edge internal cooling duct | |
| PL232996B1 (en) | Cooling system, preferably for the aircraft engine turbines | |
| Ou et al. | Influence of mainstream turbulence on leading edge film cooling heat transfer through two rows of inclined film slots | |
| Kissel et al. | An experimental and numerical investigation of the effect of cooling channel crossflow on film cooling performance | |
| US9016351B2 (en) | Preheating device for a fluid/fluid heat exchanger of an aircraft | |
| Xing et al. | Experimental investigation on staggered impingement heat transfer on a rib roughened plate with different crossflow schemes | |
| Yao et al. | Heat transfer characteristic of a fully cooled turbine vane | |
| Shevchenko et al. | Numerical analysis of the influence of turbulators constructive features on heat transfer in gas turbine blade cooling channels | |
| Wu et al. | Measurements of heat transfer and pressure in a trailing edge cavity of a turbine blade | |
| US20190323776A1 (en) | Evaporative Cooling System | |
| Kim et al. | Local heat and mass transfer characteristics for multi-layered impingement/effusion cooling | |
| Al Taie et al. | Experimental and numerical investigation of impingement cooling of gas turbine combustion chamber liner | |
| Saha et al. | Heat transfer and pressure drop in a converging lattice structure for airfoil trailing edge cooling | |
| Lu et al. | Influences of micro pin-fin on jet array impingement heat transfer: effects of jet to target distance, micro pin-fin shapes, height, and Reynolds Number | |
| Barigozzi et al. | Combined experimental and numerical study of showerhead film cooling in a linear nozzle vane cascade |