[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2006122178A - Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей - Google Patents

Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей Download PDF

Info

Publication number
RU2006122178A
RU2006122178A RU2006122178/06A RU2006122178A RU2006122178A RU 2006122178 A RU2006122178 A RU 2006122178A RU 2006122178/06 A RU2006122178/06 A RU 2006122178/06A RU 2006122178 A RU2006122178 A RU 2006122178A RU 2006122178 A RU2006122178 A RU 2006122178A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cavity
blade
radial end
extending
cooling circuit
Prior art date
Application number
RU2006122178/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2403402C2 (ru
Inventor
Жак БУРИ (FR)
Жак Бури
Патрис ЭНО (FR)
Патрис Эно
Сильвэн ПАКЭН (FR)
Сильвэн ПАКЭН
Original Assignee
Снекма (Fr)
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 (Fr), Снекма filed Critical Снекма (Fr)
Publication of RU2006122178A publication Critical patent/RU2006122178A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2403402C2 publication Critical patent/RU2403402C2/ru

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187Convection cooling
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Landscapes

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

Claims (10)

1. Рабочая лопатка (10, 10', 10",) газотурбинного двигателя, отличающаяся тем, что она имеет в своей центральной части (С) контур охлаждения внутренней стороны и контур охлаждения наружной стороны, при этом контур охлаждения внутренней стороны включает в себя:
по меньшей мере одну первую (24) и одну вторую полости внутренней стороны (26) проходящие радиально и в направлении толщины лопаток от внутренней стороны (20) лопатки до центральной стенки (30), проходящей радиально и по направлению (32) каркаса лопатки;
центральную полость (28), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки;
отверстие впуска воздуха (34) на радиальном конце первой полости внутренней стороны (24) для питания воздухом контура внутренней стороны;
первый проход (36), соединяющий другой радиальный конец первой полости внутренней стороны (24) с соседним радиальным концом второй полости внутренней стороны (26);
второй проход (38), соединяющий другой радиальный конец второй полости внутренней стороны (26) с соседним радиальным концом центральной полости (28); и
выпускные отверстия (40), начинающиеся в центральной полости (28) и выходящие на внутреннюю сторону (20) лопатки;
а контур охлаждения наружной стороны включает в себя:
по меньшей мере одну первую (42) и одну вторую полости наружной стороны (44), проходящие радиально и в направлении толщины лопаток с наружной стороны (22) лопатки до вышеназванной центральной стенки (30);
центральную полость (46), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки;
отверстие впуска воздуха (48) на радиальном конце первой полости наружной стороны (42) для питания воздухом контура наружной стороны;
первый проход (50), соединяющий другой радиальный конец первой полости наружной стороны (42) с соседним радиальным концом второй полости наружной стороны (44);
второй проход (52), соединяющий другой радиальный конец второй полости наружной стороны (44) с соседним радиальным концом центральной полости (46); и
выпускные отверстия (54), начинающиеся в центральной полости (46) и выходящие на внутреннюю сторону (20) лопатки;
2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит контур охлаждения передней кромки, включающий в себя по меньшей мере одну полость (58), проходящую радиально вблизи передней кромки (16) лопатки, по меньшей мере одно отверстие впуска воздуха (60, 60'), выходящее в полость передней кромки (58), и выпускные отверстия (62), начинающиеся в вышеупомянутой полости передней кромки и выходящие на переднюю кромку (16) лопатки.
3. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что отверстием впуска воздуха является отверстие, расположенное на радиальном конце полости передней кромки (58).
4. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что контур охлаждения передней кромки включает в себя множество отверстий впуска воздуха (60'), начинающихся в центральной полости (28) контура охлаждения внутренней стороны и выходящих в полость передней кромки (58).
5. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что контур охлаждения передней кромки дополнительно включает в себя центральную полость (70), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки, отверстие (72) на радиальном конце центральной полости (70) для питания воздухом контура и множество отверстий впуска воздуха (60), начинающихся в вышеупомянутой центральной полости (70) и выходящих в полость передней кромки (58).
6. Лопатка по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит контур охлаждения задней кромки, включающий в себя по меньшей мере одну полость (64), проходящую радиально вблизи задней кромки (18) лопатки, по меньшей мере одно отверстие впуска воздуха (66,66'), выходящее в полость задней кромки (64), и выпускные отверстия (68), начинающиеся в вышеупомянутой полости задней кромки и выходящие на внутреннюю сторону (20) лопатки.
7. Лопатка по п.6, отличающаяся тем, что отверстием впуска воздуха является отверстие, расположенное на радиальном конце полости задней кромки (64).
8. Лопатка по п.6, отличающаяся тем, что контур охлаждения задней кромки включает в себя множество отверстий впуска воздуха (60'), начинающихся в центральной полости (46) контура охлаждения наружной стороны и выходящих в полость задней кромки (64).
9. Лопатка по п.6, отличающаяся тем, что контур охлаждения задней кромки дополнительно включает в себя центральную полость (74), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки, отверстие (76) на радиальном конце центральной полости (74) для питания воздухом контура и множества отверстий впуска воздуха (66), начинающихся в вышеупомянутой центральной полости и выходящих в полость задней кромки (64).
10. Лопатка по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что внутренние стенки полостей (24, 26, 28, 42, 44, 46) контуров охлаждения внутренней стороны и наружной стороны снабжены пертурбаторами потока 56, предназначенными для увеличения теплопередачи вдоль этих стенок.
RU2006122178/06A 2005-06-21 2006-06-20 Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей RU2403402C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0506266 2005-06-21
FR0506266A FR2887287B1 (fr) 2005-06-21 2005-06-21 Circuits de refroidissement pour aube mobile de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006122178A true RU2006122178A (ru) 2007-12-27
RU2403402C2 RU2403402C2 (ru) 2010-11-10

Family

ID=35923394

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006122178/06A RU2403402C2 (ru) 2005-06-21 2006-06-20 Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей

Country Status (7)

Country Link
US (1) US7513739B2 (ru)
EP (1) EP1741875B1 (ru)
JP (1) JP4801513B2 (ru)
CA (1) CA2550442C (ru)
DE (1) DE602006002782D1 (ru)
FR (1) FR2887287B1 (ru)
RU (1) RU2403402C2 (ru)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2893974B1 (fr) * 2005-11-28 2011-03-18 Snecma Circuit de refroidissement central pour aube mobile de turbomachine
US7296973B2 (en) * 2005-12-05 2007-11-20 General Electric Company Parallel serpentine cooled blade
US7862299B1 (en) * 2007-03-21 2011-01-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits
US7985049B1 (en) * 2007-07-20 2011-07-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with impingement cooling
WO2009016744A1 (ja) 2007-07-31 2009-02-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. タービン用翼
US10156143B2 (en) * 2007-12-06 2018-12-18 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes
US9995148B2 (en) * 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
JP5567180B1 (ja) * 2013-05-20 2014-08-06 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
US9803500B2 (en) 2014-05-05 2017-10-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling passage configuration
US10012090B2 (en) * 2014-07-25 2018-07-03 United Technologies Corporation Airfoil cooling apparatus
EP3177810A1 (en) * 2014-08-07 2017-06-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber
US11280214B2 (en) * 2014-10-20 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
FR3032173B1 (fr) 2015-01-29 2018-07-27 Safran Aircraft Engines Pale d'helice de turbopropulseur a soufflage
FR3067389B1 (fr) 2017-04-10 2021-10-29 Safran Aube de turbine presentant une structure amelioree
FR3067390B1 (fr) 2017-04-10 2019-11-29 Safran Aube de turbine presentant une structure amelioree
US10704398B2 (en) * 2017-10-03 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10633980B2 (en) 2017-10-03 2020-04-28 United Technologies Coproration Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10626733B2 (en) 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10626734B2 (en) 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10830059B2 (en) * 2017-12-13 2020-11-10 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with tip flag transition
FR3095834B1 (fr) * 2019-05-09 2021-06-04 Safran Aube de turbomachine à refroidissement amélioré
US11732594B2 (en) 2019-11-27 2023-08-22 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
FR3107920B1 (fr) 2020-03-03 2023-11-10 Safran Aircraft Engines Aube creuse de turbomachine et plateforme inter-aubes équipées de saillies perturbatrices de flux de refroidissement
CN113090335A (zh) * 2021-05-14 2021-07-09 中国航发湖南动力机械研究所 一种用于涡轮转子叶片的冲击加气膜双层壁冷却结构

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06102963B2 (ja) * 1983-12-22 1994-12-14 株式会社東芝 ガスタ−ビン空冷翼
JPH0233843B2 (ja) * 1984-03-23 1990-07-31 Kogyo Gijutsuin Gasutaabindoyokunoreikyakukozo
US5165852A (en) * 1990-12-18 1992-11-24 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways
FR2672338B1 (fr) * 1991-02-06 1993-04-16 Snecma Aube de turbine munie d'un systeme de refroidissement.
US5813835A (en) * 1991-08-19 1998-09-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Air-cooled turbine blade
US5356265A (en) * 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5387085A (en) * 1994-01-07 1995-02-07 General Electric Company Turbine blade composite cooling circuit
US6126396A (en) * 1998-12-09 2000-10-03 General Electric Company AFT flowing serpentine airfoil cooling circuit with side wall impingement cooling chambers
FR2829175B1 (fr) * 2001-08-28 2003-11-07 Snecma Moteurs Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz
FR2829174B1 (fr) * 2001-08-28 2006-01-20 Snecma Moteurs Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz
FR2833298B1 (fr) 2001-12-10 2004-08-06 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes au comportement thermique du bord de fuite d'une aube de turbine haute-pression
US6607356B2 (en) * 2002-01-11 2003-08-19 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
EP1362982B1 (en) * 2002-05-09 2010-08-18 General Electric Company Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit
US7097426B2 (en) * 2004-04-08 2006-08-29 General Electric Company Cascade impingement cooled airfoil
US7296972B2 (en) * 2005-12-02 2007-11-20 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels
US7296973B2 (en) * 2005-12-05 2007-11-20 General Electric Company Parallel serpentine cooled blade

Also Published As

Publication number Publication date
EP1741875B1 (fr) 2008-09-17
JP2007002843A (ja) 2007-01-11
JP4801513B2 (ja) 2011-10-26
RU2403402C2 (ru) 2010-11-10
FR2887287B1 (fr) 2007-09-21
US7513739B2 (en) 2009-04-07
CA2550442A1 (fr) 2006-12-21
US20070116570A1 (en) 2007-05-24
EP1741875A1 (fr) 2007-01-10
FR2887287A1 (fr) 2006-12-22
CA2550442C (fr) 2012-12-04
DE602006002782D1 (de) 2008-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2006122178A (ru) Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей
JP5185569B2 (ja) 蛇行冷却回路及びシュラウドを冷却する方法
US9163510B2 (en) Strut for a gas turbine engine
JP5546732B2 (ja) インピンジメント冷却式バケットシュラウド、該シュラウドが組み込まれたタービンロータ並びに冷却方法
US7976277B2 (en) Air-cooled component
RU2004122669A (ru) Контуры охлаждения лопатки газовой турбины
JP6132546B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォームの冷却
US20090074575A1 (en) Cooling circuit flow path for a turbine section airfoil
JP6165740B2 (ja) ガスタービンロータブレードを冷却する方法及び装置
EP1022432A2 (en) Cooled aerofoil for a gas turbine engine
KR20000057094A (ko) 가스 터빈 버킷용 내부 냉각 회로
JP2005299637A (ja) タービンブレード温度を低下させる方法及び装置
JP2017075602A (ja) タービンブレード
JP2005299636A (ja) カスケードインピンジメント冷却式翼形部
RU2013152735A (ru) Канал для охлаждения корпуса
JP2013096407A (ja) ガスタービンロータブレードを冷却する方法及び装置
US8702375B1 (en) Turbine stator vane
JP2011522158A (ja) 調量冷却空洞を備えたタービン翼形部
WO1997025522A1 (fr) Aube stationnaire pour turbine a gaz
JP2016160936A (ja) タービンロータブレード
EP2917494B1 (en) Blade for a turbomachine
JP2016121682A (ja) 回転ガスタービンブレードおよびそのようなブレードを備えるガスタービン
WO1998059157A1 (fr) Virole pour aube de turbine a gaz refroidie
JP6203400B2 (ja) 内部冷却系を有する横方向に延在するスナッバを備えたタービン翼
RU2004104123A (ru) Турбинная лопатка с системой воздушного охлаждения и турбина, содержащая такие лопатки

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner