RU2425983C2 - Устройство охлаждения лопатки турбины, лопатка турбины, содержащая указанное устройство, турбина и двигатель летательного аппарата, оснащенные таким устройством - Google Patents

Устройство охлаждения лопатки турбины, лопатка турбины, содержащая указанное устройство, турбина и двигатель летательного аппарата, оснащенные таким устройством Download PDF

Info

Publication number
RU2425983C2
RU2425983C2 RU2006139012/06A RU2006139012A RU2425983C2 RU 2425983 C2 RU2425983 C2 RU 2425983C2 RU 2006139012/06 A RU2006139012/06 A RU 2006139012/06A RU 2006139012 A RU2006139012 A RU 2006139012A RU 2425983 C2 RU2425983 C2 RU 2425983C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
cooling
wall
jacket
shirt
Prior art date
Application number
RU2006139012/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006139012A (ru
Inventor
Александр ДЕРВО (FR)
Александр ДЕРВО
Жан-Мишель Бернар ГИМБАР (FR)
Жан-Мишель Бернар ГИМБАР
Дамьен Жильбер Андре РЕДОН (FR)
Дамьен Жильбер Андре РЕДОН
Паскаль Бертран Ив Клод ПАПО (FR)
Паскаль Бертран Ив Клод ПАПО
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2006139012A publication Critical patent/RU2006139012A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2425983C2 publication Critical patent/RU2425983C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Устройство охлаждения лопатки распределителя газотурбинного двигателя, при этом лопатка снабжена, по меньшей мере, полостью, окруженной внутренней стенкой, включающей охлаждающие ребра, которые отделены друг от друга промежутками с шагом (р) и имеют толщину (е). Лопатка также снабжена рубашкой и пересечена подающими отверстиями, диаметром (d). В случае размещения рубашки в полости лопатки, и для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя, каждое подающее отверстие рубашки размещается против места внутренней стенки лопатки, которое располагается между охлаждающими ребрами. При этом рубашка находится в контакте с внутренней стенкой через несколько приливов на поверхности рубашки и не соприкасается с указанными ребрами. Двигатель летательного аппарата включает в себя устройство охлаждения лопатки турбины, которое приводит воздух охлаждения к внутренней части рубашки. Воздух охлаждения омывает внутреннюю стенку лопатки через подающие отверстия, выполненные в рубашке, и подается в виде потока охлаждения, для которого число Рейнольдса (Re) имеет в качестве характерной длины диаметр (d) подающих отверстий. Когда рубашка расположена в полости лопатки, для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя, каждое подающее отверстие рубашки находится напротив места внутренней стенки лопатки, которое располагается между охлаждающими ребрами, при этом шаг (р), толщина (е) и число Рейнольдса (Re) соответствуют отношениям: (1) (р/е)≥3 и (2) Re<10000. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 6 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области техники охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, в частности двигателя летательного аппарата.
Более детально, изобретение относится к области техники охлаждения лопатки турбины струями воздуха охлаждения, омывающими внутреннюю стенку лопатки через рубашку, расположенную внутри лопатки.
В частности, изобретение относится к устройству охлаждающих ребер, расположенных на внутренней стенке лопатки и отверстий для подачи струй воздуха охлаждения, выполненных сквозь рубашку.
Кроме того, изобретение касается относительного расположения ребер и отверстий подачи, с целью улучшить охлаждение лопатки.
Изобретение относится также к лопатке, снабженной таким устройством охлаждения, лопатка может быть неподвижной лопаткой распределителя или быть составной частью подвижного колеса.
Изобретение относится также к турбине, включающей в себя по меньшей мере одно устройство охлаждения и/или лопатку.
Наконец, изобретение относится к двигателю летательного аппарата, оснащенному по меньшей мере одним вышеуказанным устройством охлаждения и/или одной вышеуказанной лопаткой и/или турбиной.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Известны устройства охлаждения лопаток ступени турбины газотурбинного двигателя.
Лопатки охлаждаются вынужденной конвекцией воздуха охлаждения, циркулирующего через полость, созданной в лопатках. Воздух охлаждения отбирается из наиболее холодной части газотурбинного двигателя, например из компрессора. Этот воздух охлаждения проходит в каждой лопатке по крайним ее частям, например, по его крайней внешней радиальной части. Этот воздух охлаждения циркулирует в лопатке и проходит через противоположную крайнюю зону, например через свою внутреннюю радиальную крайнюю часть. Иногда воздух охлаждения проходит в лопатке по ее обеим крайним частям.
Когда лопатки снабжены рубашкой, расположенной в полости соответствующей лопатки, воздух охлаждения может циркулировать также от внутренней части рубашки к внешней ее стороне, через отверстия подачи, проходящие через рубашку.
Этот воздух охлаждения омывает внутреннюю стенку полости лопатки через отверстия подачи в рубашке потоком в виде струй и попадает на эту стенку в различных местах контакта.
Известно техническое решение, состоящее в оснащении внутренней стенки полости лопатки охлаждающими ребрами для того, чтобы увеличивать площадь теплообмена между этой внутренней стенкой и омывающими струями воздуха (US 5533864). Наличие этих ребер позволяет увеличить площадь теплового обмена между струями воздуха охлаждения и внутренней стенкой лопатки.
В устройствах охлаждения, которые описаны выше, согласно предшествующему уровню техники, качество охлаждения лопатки обеспечивается площадью теплового обмена между внутренней стенкой лопатки и струями воздуха охлаждения, которые омывают эту внутреннюю стенку, то есть числом и размером ребер, расположенных на внутренней стенке каждой лопатки.
В этих известных устройствах охлаждения области воздействия струй воздуха охлаждения по отношению к местам установки ребер расположены случайным образом. Из этого следует, что охлаждение соответствующей лопатки не равномерно в рассматриваемой зоне. В продолжение этого, при операциях, наиболее напряженных с точки зрения термомеханики поведения деталей, и особенно, в критической рабочей точке газотурбинного двигателя, случайный характер расположения ребер по отношению к зонам воздействия воздуха охлаждения может привести к преждевременному износу распределителя или подвижного колеса турбины.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В настоящем изобретении предлагается совершенствование устройств охлаждения фиксированных или подвижных лопаток турбины турбореактивного двигателя с помощью струй воздуха охлаждения, когда каждая лопатка имеет по меньшей мере полость и по меньшей мере рубашку, расположенную внутри этой полости. Охлаждение производится струями воздуха охлаждения, омывающими внутреннюю стенку лопатки через подающие отверстия, выполненные в рубашке. Охлаждающие ребра располагаются на внутренней стенке лопатки в зоне напротив выхода струй воздуха охлаждения в тех местах, где эти струи воздуха охлаждения сталкиваются со стенкой.
Согласно изобретению предлагается особая конфигурация охлаждающих ребер, располагаемых по отношению к подающим отверстиям, выполненным в рубашке, таким образом, чтобы преодолеть упомянутые выше недостатки известных устройств охлаждения.
Согласно первому варианту осуществления предложено устройство охлаждения лопатки турбины газотурбинного двигателя, причем лопатка, снабженная по меньшей мере полостью, окруженной внутренней стенкой, включающей в себя охлаждающие ребра, отделенные друг от друга промежутками с шагом p и имеющие толщину e, причем лопатка снабжена рубашкой, расположенной внутри вышеупомянутой полости и пересечена подающими отверстиями, с диаметром d, отличающемуся тем, что в случае размещения рубашки в полости лопатки, и для критической рабочей точки газотурбинного двигателя, каждое подающее отверстие рубашки находится напротив места на внутренней стенке лопатки, которое располагается между охлаждающими ребрами.
Предпочтительно, чтобы рубашка была расположена в полости лопатки, и для критической рабочей точки газотурбинного двигателя шаг p и толщина e охлаждающих ребер соответствовали отношению
(1) (p/e)≥3.
Предпочтительно также, чтобы рубашка была расположена в полости лопатки, и для критической рабочей точки газотурбинного двигателя по меньшей мере одно место на внутренней стенке лопатки, которое располагается между охлаждающими ребрами, находилось по меньшей мере напротив отверстия в рубашке.
Иными словами, когда рубашка располагается в полости лопатки, и для критической рабочей точки газотурбинного двигателя, ни одно ребро внутренней стенки лопатки не располагается напротив отверстия в рубашке.
Согласно второму варианту изобретение относится к лопатке турбины газотурбинного двигателя и включает в себя устройство охлаждения согласно первому аспекту изобретения.
Согласно третьему варианту изобретение относится к турбине газотурбинного двигателя, включающей в себя, по меньшей мере одну лопатку, согласно второму варианту осуществления изобретения.
Согласно четвертому варианту изобретение относится к двигателю летательного аппарата, включающему в себя по меньшей мере одну лопатку турбины, согласно второму варианту осуществления изобретения.
Благодаря устройству охлаждения согласно изобретению достигается более однородное охлаждение лопатки турбины, чем с известными из уровня техники устройствами охлаждения. Как следствие, ресурс работы турбины увеличивается.
С устройством охлаждения согласно изобретению достигается более эффективное охлаждение лопатки турбины, чем с известными устройствами охлаждения.
Согласно еще одному варианту выполнения двигателя летательного аппарата двигатель летательного аппарата согласно пятому варианту осуществления изобретения, включающий в себя устройство охлаждения лопатки турбины, согласно первому варианту, отличается тем, что он включает в себя устройство отбора воздуха охлаждения, от которого воздух охлаждения поступает во внутреннюю часть рубашки, расположенную в полости, по меньшей мере, одной лопатки, согласно первому варианту, вышеупомянутый воздух охлаждения омывает затем внутреннюю стенку лопатки через выполненные в вышеупомянутой рубашке подающие отверстия, в виде потока охлаждения, для которого число Рейнольдса Re, имеющего в качестве характерной длины диаметр d подающих отверстий, соответствует отношению
(2) Re<10000.
Согласно еще одному варианту двигатель летательного аппарата, согласно пятому варианту осуществления изобретения, включающий в себя устройство охлаждения лопатки турбины, содержит вышеупомянутую лопатку, снабженную по меньшей мере, полостью, окруженную внутренней стенкой, включающей охлаждающие ребра отделенные друг от друга промежутками с шагом p и толщиной e, причем вышеупомянутая лопатка снабжена рубашкой, расположенной внутри вышеупомянутой полости и пересеченной подающими отверстиями, имеющими диаметр d, причем указанный двигатель летательного аппарата дополнительно включает в себя устройство отбора воздуха охлаждения, от которого воздух охлаждения поступает во внутреннюю часть рубашки, причем вышеупомянутый воздух охлаждения омывает затем внутреннюю стенку лопатки через подающие отверстия, выполненные в вышеупомянутой рубашке, и подается в виде потока охлаждения, для которого число Рейнольдса Re имеет в качестве характерной длины диаметр d передающих отверстий, и отличается тем, что, когда рубашка расположена в полости лопатки, и для критической рабочей точки газотурбинного двигателя, каждое подающее отверстие рубашки находится напротив места на внутренней стенке лопатки, которое располагается между охлаждающими ребрами, причем шаг p, толщина e и число Рейнольдса Re соответствуют отношениям
(1) (p/e)≥3 и (2) Re<10000.
Отмечается, что с устройством охлаждения согласно изобретению охлаждение лопатки турбины оптимизировано при режимах работы, наиболее опасных с учетом положений термомеханики поведения деталей.
Целесообразно, чтобы для критической рабочей точки газотурбинного двигателя средний коэффициент теплового обмена между потоком охлаждения и охлаждающими ребрами был увеличен на 10% по отношению к коэффициенту теплового обмена, имеющему место при использовании устройств охлаждения предшествующей технологии.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение в дальнейшем поясняется описанием не ограничительных вариантов его осуществления со ссылками на чертежи сопровождающих чертежей, в числе которых:
фиг.1 представляет, в продольном разрезе, лопатку распределителя с рубашкой, расположенной внутри полости и с отверстиями подачи, созданными в этой рубашке;
фиг.2 представляет ту же лопатку распределителя, в поперечном разрезе по линии II-II, обозначенной на фиг.1;
фиг.3 - схему, иллюстрирующую, в продольном разрезе, относительное расположение ребер внутренней стенки лопатки и отверстий, созданных в рубашке;
фиг.4 - вид в изометрии ребра внутренней стенки лопатки.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Как известно, турбина состоит из последовательности ступеней, каждая из которых содержит распределитель и подвижное колесо, при этом распределитель представляет собой решетку из лопаток, которые выпрямляют поток воздуха, проходящий по тракту газотурбинного двигателя, и подвижное колесо, несущее подвижные лопатки.
Ссылаясь на фиг.1 и 2, рассмотрим лопатку 10 распределителя турбины газотурбинного двигателя.
Лопатка 10 снабжена полостью 12 и внутренней стенкой 14, окружающей полость 12. Лопатка 10 включает первый торец 16 и второй торец 18, которые на примере, проиллюстрированном на фиг.1, являются его торцами, радиально внешним и радиально внутренним. Оба торца 16, 18 открыты и сообщаются с полостью 12 лопатки 10.
Лопатка 10 включает в себя кромку атаки 20 и заднюю кромку 22.
На своей внутренней стенке 14 лопатка 10 снабжена охлаждающими ребрами 24, которые расположены именно по кромке атаки 20. Так как это проиллюстрировано на фиг.4, ребра охлаждения 24 представлены в виде детали, вырезанной из пластины и имеющей округленный профиль.
Охлаждающие ребра 24 характеризуются следующими размерами:
- толщина e (см. фиг.4), и
- шаг p, который соответствует среднему расстоянию между двумя соседними крылышками охлаждения.
В полости 12 расположена рубашка 26, которая представлена в виде сборного и сварного листа, имеющего коническую форму. Торцы рубашки располагаются на внутренней стенке 14. Тело рубашки 26, расположенное между ее торцами, не находится в контакте с внутренней стенкой 14. Именно возле кромки атаки 20 лопатки 10 имеется зазор 40 между рубашкой 26 и внутренней стенкой 14. Только несколько приливов 27 на площади рубашки 26 находятся в контакте с внутренней стенкой 14 и осуществляют позиционирование и поддержку рубашки 26 в полости 12.
Рубашка 26 снабжена подающими отверстиями 28, которые выполнены сверлением стенки рубашки 26. Эти подающие отверстия 28 характеризуются диаметром d.
На примере, проиллюстрированном на фиг.1 и 2, лопатка 10 включает в себя также скобы 30, которые проходят через полость 14 в поперечном направлении к ней и сквозные отверстия 32, расположенные у задней кромки 22. Скобы 30 и отверстия 32 не играют никакой роли в рамках настоящего изобретения.
Известно, что во время функционирования газотурбинного двигателя лопатки 10 распределителя турбины охлаждаются воздухом охлаждения, отобранным в более холодной части газотурбинного двигателя, например в компрессоре, с введением этого воздуха охлаждения в полость 12 каждой лопатки 10.
На фиг.1 стрелка 100 показывает поток воздуха охлаждения, вводимого в рубашку 26, расположенную в полости 12, через первый торец 16, и стрелка 200 показывает часть потока воздуха охлаждения, которая выходит из рубашки 26 через второй торец 18. Этот поток воздуха, который пересекает рубашку 26, позволяет снабдить воздухом охлаждения другие части двигателя.
Существенная часть потока воздуха охлаждения проникает в рубашку 26 от первого торца 16, и от него проходит к внутренней стенке 14 лопатки 10 через подающие отверстия 28, просверленные в рубашке 26, для создания поперечных потоков. Эти поперечные потоки изображены на фиг.3 стрелками 400.
Воздух охлаждения выходит через отверстия подачи 28 в виде струй воздуха, которые омывают внутреннюю стенку 14 в местах столкновения 50 с ней.
Когда рубашка 26 расположена в полости 12, и в условиях функционирования, наиболее жестких с точки зрения термомеханики газотурбинного двигателя, охлаждающие ребра 24 и отверстия подачи 28 выполнены соответственно на внутренней стенке 14 лопатки 10 и на рубашке 26, расположенной в лопатке 10, таким образом, чтобы места столкновения 50 струй воздуха охлаждения располагались между охлаждающими ребрами 24, как это показано на фиг.3. Иными словами, на критической рабочей точке струи воздуха охлаждения не попадают на охлаждающие ребра 24, а падают на зоны между ними. Может случиться, что только одна струя воздуха охлаждения или несколько струй воздуха охлаждения попадут в место, расположенное между охлаждающими ребрами 24. Условия функционирования, наиболее тяжелые с точки зрения термомеханики газотурбинного двигателя, в особенности в его критической точке, соответствуют высоким температурам, заключающимся в диапазоне между 700°C и 1100°C, в котором механические характеристики материалов ухудшаются. Именно в этих наиболее критических условиях функционирования охлаждение лопатки 10 должно быть наиболее эффективным.
Было замечено, что относительное позиционирование охлаждающих ребер на внутренней стенке 14 лопатки 10 и подающих отверстий 28, проходящих через рубашку 26, является оптимальным, когда удовлетворены следующие отношения:
(1) (р/е)≥3 и
(2) Re<10000,
где р представляет среднее расстояние между двумя соседними охлаждающими ребрами 24, е представляет среднюю толщину ребер 24, d представляет диаметр подающих отверстий 28, и Re представляет число Рейнольдса в потоке воздуха охлаждения на выходе из подающих отверстий 28.
Вышеизложенное относится к лопатке распределителя турбины газотурбинного двигателя. Между тем изобретение применимо также к лопатке подвижного колеса турбины газотурбинного двигателя.
Пример реализации
Лопатка изготовлена из суперсплава. Рубашка изготовлена из жаропрочного сплава.
Для потока воздуха охлаждения на уровне подающих отверстий, выполненных в рубашке, имеющего число Рейнольдса Re=5000, в режиме критической рабочей точки соответствующие размеры должны быть следующими:
р=3,5 мм,
е=0,5 мм,
d=0,53 мм.
На практике цифровым моделированием модель реализуется следующим образом:
- предполагают "горячую" модель, то есть соответствующую режиму критической рабочей точки, вводя в качестве параметров искомые температуры, определенные в зависимости от используемых материалов, и выбирая вышеупомянутые значения p, e, d;
- затем переходят от "горячей" модели к "холодной", изменяя параметры температуры,
- затем восстанавливают значения p, e, d этой "холодной" модели, которые соответствуют оценке и относительным позициям ребер и подающих отверстий деталей, изготовленных при низких температурах.
Цифровое моделирование осуществлено на программном обеспечении автоматизированного проектирования C.A.O. (Conception Assistée par Ordinateur), обладающем модулем сопряжения с условиями температуры. Вышеупомянутый пример был осуществлен с модулем Scale Factor программного обеспечения автоматизированного проектирования C.A.O. Catia.

Claims (10)

1. Устройство охлаждения лопатки (10) распределителя газотурбинного двигателя, при этом лопатка (10) снабжена, по меньшей мере, полостью (12), окруженной внутренней стенкой (14), включающей охлаждающие ребра (24), которые отделены друг от друга промежутками с шагом (р) и имеют толщину (е), причем лопатка (10) снабжена рубашкой (26) и пересечена подающими отверстиями (28), диаметром (d), при этом в случае размещения рубашки (26) в полости (12) лопатки (10) и для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя каждое подающее отверстие (28) рубашки (26) размещается против места внутренней стенки (14) лопатки (10), которое располагается между охлаждающими ребрами (24), а рубашка находится в контакте с внутренней стенкой (14) через несколько приливов (27) на поверхности рубашки (26) и не соприкасается с указанными ребрами (24).
2. Устройство охлаждения по п.1, отличающееся тем, что, когда рубашка (26) расположена в полости (12) лопатки (10) и для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя, шаг (р) и толщина (е) охлаждающих ребер (24) соответствуют отношению: (1) (р/е)≥3.
3. Устройство охлаждения по одному из пп.1 или 2, отличающееся тем, что, когда рубашка (26) расположена в полости (12) лопатки (10) и для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя, по меньшей мере, место внутренней стенки (14) лопатки (10), которая располагается между охлаждающими ребрами (24), находится напротив по меньшей мере подающего отверстия (28) рубашки (26).
4. Устройство охлаждения по одному из пп.1 или 2, отличающееся тем, что для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя охлаждающие ребра (24) внутренней стенки (14) лопатки (10) находятся вне зоны подающего отверстия (28) рубашки (26).
5. Устройство охлаждения по п.3, отличающееся тем, что для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя охлаждающие ребра (24) внутренней стенки (14) лопатки (10) находятся вне зоны подающего отверстия (28) рубашки (26).
6. Лопатка (10) турбины газотурбинного двигателя, отличающаяся тем, что она включает в себя устройство охлаждения по пп.1-5.
7. Турбина газотурбинного двигателя, отличающаяся тем, что на включает в себя по меньшей мере одну лопатку (10) по п.6.
8. Двигатель летательного аппарата, отличающийся тем, что он включает в себя по меньшей мере одну лопатку (10) по п.6.
9. Двигатель летательного аппарата, включающий в себя устройство отбора воздуха охлаждения, которое приводит воздух охлаждения к внутренней части рубашки (26), расположенной в полости (12) по меньшей мере одной лопатки (10) по п.6, вышеупомянутый воздух охлаждения омывает внутреннюю стенку (14) лопатки (10) через подающие отверстия (28), выполненные в вышеупомянутой рубашке (26) и подается в виде потока охлаждения, для которого число Рейнольдса (Re), имеющего в качестве характерной длины диаметр (d) подающих отверстий (28), соответствует отношению:
(2) Re<10000.
10. Двигатель летательного аппарата, включающий в себя устройство охлаждения лопатки (10) турбины, лопатку (10), снабженную по меньшей мере одной полостью (12), окруженную внутренней стенкой (14), включающей в себя охлаждающие ребра (24), отделенные друг от друга промежутками с шагом (р) и имеющие толщину (е), при этом лопатка (10) снабжена рубашкой (26), расположенной внутри вышеупомянутой полости (12) и снабженной подающими отверстиями (28) диаметром (d); устройство отбора воздуха охлаждения, которое приводит воздух охлаждения к внутренней части вышеупомянутой рубашки (26), причем вышеупомянутый воздух охлаждения омывает внутреннюю стенку (14) лопатки (10) через подающие отверстия (28), выполненные в вышеупомянутой рубашке (26), и подается в виде потока охлаждения, для которого число Рейнольдса (Re) имеет в качестве характерной длины диаметр (d) подающих отверстий (28), при этом, когда рубашка (26) расположена в полости (12) лопатки (10) для реализации критической рабочей точки газотурбинного двигателя, каждое подающее отверстие (28) рубашки (26) находится напротив места внутренней стенки (14) лопатки (10), которое располагается между охлаждающими ребрами (24), при этом шаг (р), толщина (е) и число Рейнольдса (Re) соответствуют отношениям:
(1) (р/е)≥3 и (2) Re<10000.
RU2006139012/06A 2005-11-07 2006-11-03 Устройство охлаждения лопатки турбины, лопатка турбины, содержащая указанное устройство, турбина и двигатель летательного аппарата, оснащенные таким устройством RU2425983C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0553357 2005-11-07
FR0553357A FR2893080B1 (fr) 2005-11-07 2005-11-07 Agencement de refroidissement d'une aube d'une turbine, aube de turbine le comportant, turbine et moteur d'aeronef en etant equipes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006139012A RU2006139012A (ru) 2008-05-10
RU2425983C2 true RU2425983C2 (ru) 2011-08-10

Family

ID=36809548

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006139012/06A RU2425983C2 (ru) 2005-11-07 2006-11-03 Устройство охлаждения лопатки турбины, лопатка турбины, содержащая указанное устройство, турбина и двигатель летательного аппарата, оснащенные таким устройством

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7658591B2 (ru)
EP (1) EP1783326B1 (ru)
JP (1) JP2007132347A (ru)
CA (1) CA2567126C (ru)
FR (1) FR2893080B1 (ru)
RU (1) RU2425983C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2740048C1 (ru) * 2017-06-29 2020-12-31 Сименс Акциенгезелльшафт Охлаждаемая конструкция лопатки или лопасти газовой турбины и способ ее сборки

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2922597B1 (fr) * 2007-10-19 2012-11-16 Snecma Aube refroidie de turbomachine
FR2970666B1 (fr) 2011-01-24 2013-01-18 Snecma Procede de perforation d'au moins une paroi d'une chambre de combustion
US8628294B1 (en) * 2011-05-19 2014-01-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine stator vane with purge air channel
JP5791405B2 (ja) * 2011-07-12 2015-10-07 三菱重工業株式会社 回転機械の翼体
DE102012209549A1 (de) * 2012-06-06 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Kühlmittelüberbrückungsleitung für eine Gasturbine
US9169733B2 (en) * 2013-03-20 2015-10-27 General Electric Company Turbine airfoil assembly
CN106255806B (zh) * 2014-05-08 2019-05-31 西门子股份公司 涡轮组件和相应的操作方法
US10024172B2 (en) * 2015-02-27 2018-07-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10711702B2 (en) * 2015-08-18 2020-07-14 General Electric Company Mixed flow turbocore
PL232314B1 (pl) 2016-05-06 2019-06-28 Gen Electric Maszyna przepływowa zawierająca system regulacji luzu
US10309246B2 (en) 2016-06-07 2019-06-04 General Electric Company Passive clearance control system for gas turbomachine
US10605093B2 (en) 2016-07-12 2020-03-31 General Electric Company Heat transfer device and related turbine airfoil
US10392944B2 (en) * 2016-07-12 2019-08-27 General Electric Company Turbomachine component having impingement heat transfer feature, related turbomachine and storage medium
US10746283B2 (en) * 2017-08-21 2020-08-18 Raytheon Technologies Corporation Damped fluid transfer tube for a gas turbine engine
FR3079551B1 (fr) 2018-03-29 2020-04-24 Safran Helicopter Engines Aube de distributeur de turbine comportant une paroi interne de refroidissement issue de fabrication additive

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0541207A1 (en) * 1991-11-04 1993-05-12 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US5232343A (en) * 1984-05-24 1993-08-03 General Electric Company Turbine blade
US5413463A (en) * 1991-12-30 1995-05-09 General Electric Company Turbulated cooling passages in gas turbine buckets
SU1238465A2 (ru) * 1983-08-05 1996-02-27 Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Охлаждаемая лопатка турбины
US20030035726A1 (en) * 2001-08-09 2003-02-20 Peter Tiemann Turbine blade/vane

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6163401A (ja) * 1984-09-04 1986-04-01 ハマシウセイ株式会社 集成材
JP3142850B2 (ja) * 1989-03-13 2001-03-07 株式会社東芝 タービンの冷却翼および複合発電プラント
JPH0663442B2 (ja) * 1989-09-04 1994-08-22 株式会社日立製作所 タービン翼
US5259730A (en) * 1991-11-04 1993-11-09 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US5695321A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having variable configuration turbulators
JP3110227B2 (ja) * 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 タービン冷却翼
JPH07233702A (ja) * 1994-02-23 1995-09-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン中空動翼
JPH08338203A (ja) * 1995-06-09 1996-12-24 Hitachi Ltd ガスタービン静翼
EP0905353B1 (de) * 1997-09-30 2003-01-15 ALSTOM (Switzerland) Ltd Prallanordnung für ein konvektives Kühl- oder Heizverfahren
EP1191189A1 (de) * 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenschaufel
US6997675B2 (en) * 2004-02-09 2006-02-14 United Technologies Corporation Turbulated hole configurations for turbine blades

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1238465A2 (ru) * 1983-08-05 1996-02-27 Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Охлаждаемая лопатка турбины
US5232343A (en) * 1984-05-24 1993-08-03 General Electric Company Turbine blade
EP0541207A1 (en) * 1991-11-04 1993-05-12 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US5413463A (en) * 1991-12-30 1995-05-09 General Electric Company Turbulated cooling passages in gas turbine buckets
US20030035726A1 (en) * 2001-08-09 2003-02-20 Peter Tiemann Turbine blade/vane

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ЖИРИЦКИЙ Г.С. Газовые турбины летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1971, с.311, рис.9.14. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2740048C1 (ru) * 2017-06-29 2020-12-31 Сименс Акциенгезелльшафт Охлаждаемая конструкция лопатки или лопасти газовой турбины и способ ее сборки
US10995622B2 (en) 2017-06-29 2021-05-04 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine assembly for impingement cooling and method of assembling

Also Published As

Publication number Publication date
US7658591B2 (en) 2010-02-09
US20070122281A1 (en) 2007-05-31
FR2893080A1 (fr) 2007-05-11
RU2006139012A (ru) 2008-05-10
EP1783326B1 (fr) 2017-06-07
CA2567126C (fr) 2013-09-03
JP2007132347A (ja) 2007-05-31
CA2567126A1 (fr) 2007-05-07
FR2893080B1 (fr) 2012-12-28
EP1783326A1 (fr) 2007-05-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2425983C2 (ru) Устройство охлаждения лопатки турбины, лопатка турбины, содержащая указанное устройство, турбина и двигатель летательного аппарата, оснащенные таким устройством
JP4287795B2 (ja) ガスタービンブレードのための冷却回路
US6089822A (en) Gas turbine stationary blade
US6237344B1 (en) Dimpled impingement baffle
EP1762701B1 (en) Skewed tip hole turbine blade
US20050118023A1 (en) Hot gas path component with mesh and impingement cooling
CN102971494B (zh) 燃气涡轮机喷嘴导流片、其平台部件及平台部件制造方法
CN1550641A (zh) 翼型冷却的方法和装置
KR20060032606A (ko) 링크된, 제조할 수 있는, 논-플러깅 미세회로
KR20040071045A (ko) 터빈 블레이드 팁을 위한 마이크로 회로 냉각
KR20060051506A (ko) 큰 필렛을 가진 에어포일 및 마이크로회로 냉각
EP3128130B1 (en) Partial cavity baffles for airfoils in gas turbine engines
CN101535602A (zh) 涡轮叶片
EP1944470B1 (en) Turbine vane with an impingement cooling insert
KR20070054560A (ko) 블레이드용 마이크로회로 냉각
US20150110611A1 (en) Airfoil cooling circuit and corresponding airfoil
KR20010067057A (ko) 터빈 버킷 주조용 코어 및 터빈 버킷 주조 방법
JP5390163B2 (ja) ターボ機械用の冷却ブレード
WO2019002274A1 (en) TURBOMACHINE COMPONENT AND METHOD FOR MANUFACTURING THE TURBOMACHINE COMPONENT
US12595742B2 (en) Turbine component with a thin interior partition
JP3642537B2 (ja) ガスタービン冷却翼
US8002521B2 (en) Flow machine
US7722325B2 (en) Refractory metal core main body trench
JP4521720B2 (ja) メッシュ及びインピンジメント冷却を備えた高温ガス流路部品
US20220042417A1 (en) Cooling passage configuration

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner