RU2575842C2

RU2575842C2 - Gas turbine blade

Info

Publication number: RU2575842C2
Application number: RU2013102849/06A
Authority: RU
Inventors: Виталий Мотелевич БРЕГМАН; Михаил Михайлович ПЕТУХОВСКИЙ
Original assignee: Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date: 2010-06-23
Filing date: 2011-06-22
Publication date: 2016-02-20

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: gas turbine blade contains a shank and body of the blade with entry and output edges, and tip, channels system for cooling air, going from the cooling air hole in the shank by means of the tortuous serpentinous channel to the channel located in zone of the output edge near the output edge having air outlet in the output edge, and bypass channel for air. The bypass channel connects the cooling air hole in the shank with channel, located in the zone of the output edge, bypassing the serpentinous channel. The channels system for the cooling air contains a radial channel, opened to the throughput serpentinous channel, and to the channel located in the tip zone and connecting the cooling air hole in the shank by means of the said radial channel with at least one air outlet on the located at side of the output edge area of the external in radial direction surface of the blade tip on top part of the tip, supplying the cooling air to the located at side of the output edge area of the external in radial direction surface of the blade tip on top part of the tip.

EFFECT: increased efficiency of cooling of the output edge of the blade body.

13 cl, 3 dwg

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕFIELD OF THE INVENTION

Данное изобретение направлено в целом на лопатки турбины и, более точно, на лопатку газовой турбины, содержащую хвостовик и перо лопатки с входной кромкой и выходной кромкой, систему каналов для охлаждающего воздуха, простирающихся от отверстия для охлаждающего воздуха в хвостовике посредством извилистого змеевидного канала к каналу, расположенному в зоне выходной кромки, у выходной кромки, имеющей выпуск для воздуха в выходной кромке.The present invention is directed generally to turbine blades and, more precisely, to a gas turbine blade containing a shank and a feather of a blade with an inlet edge and an outlet edge, a system of cooling air channels extending from the cooling air hole in the shank through a meandering serpentine channel to the channel located in the area of the outlet edge, at the outlet edge having an air outlet in the outlet edge.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯBACKGROUND OF THE INVENTION

Газовые турбины работают при высоких температурах, которые могут достигать 1200°С и более. Соответственно, лопатки турбин должны обладать способностью выдерживать подобные высокие температуры. Для удлинения срока службы лопаток они часто содержат системы охлаждения, обеспечивающие пропускание охлаждающего воздуха через лопатку.Gas turbines operate at high temperatures, which can reach 1200 ° C or more. Accordingly, turbine blades must be able to withstand such high temperatures. To extend the life of the blades, they often contain cooling systems that allow cooling air to pass through the blade.

Лопатка газовой турбины имеет хвостовик, платформу и перо лопатки, которое простирается наружу от платформы, при этом перо лопатки имеет вершину, входную кромку и выходную кромку. Во время работы газовой турбины большие напряжения могут создаваться в некоторых зонах лопатки турбины. Особые зоны, ограничивающие срок службы, обнаруживаются в примыкающей к втулке зоне пера лопатки и в зоне выходной кромки у втулки, образующей сравнительно тонкую стенку на той стороне пера лопатки, которая расположена дальше по потоку. Вследствие ее конструкции со сравнительно малой толщиной и высоких напряжений во время работы выходная кромка сильно подвержена образованию трещин, которые могут привести к выходу из строя пера лопатки.The gas turbine blade has a shank, a platform and a blade feather that extends outward from the platform, while the blade feather has a vertex, an input edge and an output edge. During operation of the gas turbine, large voltages may be generated in some areas of the turbine blade. Special zones limiting the service life are found in the adjacent area of the blade pen and in the area of the outlet edge at the sleeve, which forms a relatively thin wall on the side of the blade pen that is located further downstream. Due to its design with a relatively small thickness and high stresses during operation, the output edge is highly susceptible to cracking, which can lead to failure of the blade pen.

Система охлаждения включает в себя внутренние охлаждающие каналы, в которые поступает воздух из компрессора газовой турбины и которые обеспечивают пропускание воздуха через лопатку. Охлаждающие каналы включают в себя множество проточных каналов, которые предназначены для поддержания лопатки турбины при относительно постоянной температуре. Однако центробежные силы и воздушный поток у граничных слоев иногда препятствуют надлежащему охлаждению некоторых зон лопатки турбины, что приводит к образованию локализованных участков перегрева, которые могут привести к сокращению срока службы лопатки турбины.The cooling system includes internal cooling channels that receive air from a gas turbine compressor and that allow air to pass through the blade. The cooling channels include a plurality of flow channels that are designed to maintain the turbine blade at a relatively constant temperature. However, centrifugal forces and airflow at the boundary layers sometimes impede proper cooling of some areas of the turbine blade, which leads to the formation of localized overheating areas, which can lead to a reduction in the service life of the turbine blade.

Система охлаждения в пере лопатки может включать в себя каналы для прохода охлаждающего воздуха, предназначенные для максимизации конвекционного охлаждения вершины и выходной кромки пера лопатки и выпуска части охлаждающего воздуха через охладительные отверстия в вершине и выходной кромке пера лопатки. Подобная лопатка турбины известна, например, из патента США 4278400.The cooling system in the blade of the blade may include channels for the passage of cooling air, designed to maximize convective cooling of the top and the outlet edge of the blade feather and the release of part of the cooling air through the cooling holes in the top and outlet edge of the blade blade. Such a turbine blade is known, for example, from US Pat. No. 4,278,400.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION

Задача изобретения состоит в разработке лопатки газовой турбины с высокой охлаждающей способностью на участке выходной кромки пера лопатки.The objective of the invention is to develop a gas turbine blade with high cooling ability in the area of the outlet edge of the blade feather.

Данная задача решается в соответствии с изобретением посредством лопатки газовой турбины, подобной упомянутой выше, в которой система каналов для охлаждающего воздуха включает в себя обходной канал для воздуха, соединяющий указанное отверстие для охлаждающего воздуха в хвостовике с каналом, расположенным в зоне выходной кромки, и проходящий в обход змеевидного канала.This problem is solved in accordance with the invention by means of a gas turbine blade similar to the one mentioned above, in which the cooling air duct system includes an air bypass duct connecting said cooling air hole in the shank with a duct located in the region of the outlet edge and passing bypassing the serpentine canal.

Работа газотурбинного двигателя приводит к возникновению высоких напряжений в многочисленных зонах лопатки турбины. Установлено, что одна особая зона высокого напряжения находится в выходной кромке пера лопатки, которая представляет собой участок пера лопатки, образующий сравнительно тонкий край. Поскольку выходная кромка является сравнительно тонкой и представляет собой зону, подверженную созданию высоких напряжений во время работы, выходная кромка сильно подвержена образованию трещин, которые могут привести к выходу из строя пера лопатки. Посредством обходного канала охлаждающий воздух, поступающий из отверстия в хвостовике, направляется непосредственно в канал, расположенный в зоне выходной кромки, без нагрева данного воздуха в радиальном канале или змеевидном канале, в результате чего обеспечивается очень эффективное охлаждение выходной кромки.The operation of a gas turbine engine leads to high voltages in numerous areas of the turbine blade. It has been found that one particular high-voltage zone is located in the outlet edge of the blade pen, which is a portion of the blade pen that forms a relatively thin edge. Since the exit edge is relatively thin and represents a zone subject to high stresses during operation, the exit edge is highly susceptible to cracking, which can lead to failure of the blade feather. Through the bypass channel, the cooling air coming from the hole in the shank is sent directly to the channel located in the area of the outlet edge, without heating this air in the radial channel or the serpentine channel, resulting in a very effective cooling of the outlet edge.

Охлаждающий воздух подается во внутреннее пространство пера лопатки через отверстие на внутренней в радиальном направлении стороне хвостовика. Подобный хвостовик может иметь более одного отверстия. Как известно, одно отверстие может обеспечить подачу воздуха в змеевидный канал и дальше в канал, расположенный в зоне выходной кромки, и другое отверстие может обеспечить подачу воздуха непосредственно в канал, расположенный в зоне выходной кромки, служащий в качестве обходного канала. Однако, если одно из отверстий используется для подачи воздуха к зоне входной кромки, остается только одно отверстие, которое может быть использовано для подачи воздуха к зоне или каналу, расположенному в зоне выходной кромки. В соответствии с изобретением предложено полезное решение, в особенности для лопаток с более чем одним отверстием, в особенности для лопаток только с двумя отверстиями, только одно из которых обеспечивает подачу воздуха к выходной кромке. Это одно отверстие используется для снабжения змеевидного канала, а также обходного канала, что обеспечивает эффективное охлаждение наружной стенки лопатки и выходной кромки.Cooling air is supplied to the interior of the blade pen through an opening on the radially inner side of the shank. A similar shank may have more than one hole. As you know, one hole can provide air to the serpentine channel and further to the channel located in the area of the output edge, and another hole can provide air directly to the channel located in the area of the output edge, serving as a bypass channel. However, if one of the openings is used to supply air to the area of the inlet edge, there is only one hole that can be used to supply air to the area or channel located in the area of the outlet edge. In accordance with the invention, a useful solution is proposed, especially for blades with more than one hole, in particular for blades with only two holes, only one of which provides air to the outlet edge. This one hole is used to supply the serpentine channel, as well as the bypass channel, which provides effective cooling of the outer wall of the blade and the outlet edge.

Канал, расположенный в зоне выходной кромки, может проходить параллельно выходной кромке лопатки, при этом он открывается непосредственно в одно или несколько выпусков в выходной кромке или в зону вокруг выходной кромки.A channel located in the area of the outlet edge can extend parallel to the outlet edge of the blade, while it opens directly to one or more outlets in the outlet edge or to the area around the outlet edge.

В соответствии с одним аспектом изобретения наименьшая ширина обходного канала составляет, по меньшей мере, 10% от ширины хорды пера лопатки, то есть расстояния между входной кромкой 16 и выходной кромкой 18, в частности ширины хорды рядом с платформой, образующей верхнюю часть хвостовика. При подаче в обходной канал и змеевидный канал из одного и того же отверстия в хвостовике следует обратить внимание на то, что достаточное количество воздуха должно подаваться посредством обходного канала. Следовательно, обходной канал должен иметь большой гидравлический диаметр, в частности составляющий от 10 до 15% от ширины хорды пера лопатки. Ширина может представлять собой расстояние между стенками, ограничивающими обходной канал, в частности, в плоскости, простирающейся от входной кромки к выходной кромке.In accordance with one aspect of the invention, the smallest width of the bypass channel is at least 10% of the width of the chord of the feather blade, that is, the distance between the input edge 16 and the output edge 18, in particular the width of the chord next to the platform forming the upper part of the shank. When feeding into the bypass channel and the serpentine channel from the same hole in the shank, attention should be paid to the fact that a sufficient amount of air must be supplied through the bypass channel. Therefore, the bypass channel must have a large hydraulic diameter, in particular from 10 to 15% of the width of the chord of the feather blade. The width may be the distance between the walls defining the bypass channel, in particular in a plane extending from the input edge to the output edge.

По той же причине предпочтительно, если наименьшая ширина обходного канала составляет более половины ширины канала системы охлаждения, от которого ответвляется обходной канал.For the same reason, it is preferable if the smallest width of the bypass channel is more than half the width of the channel of the cooling system from which the bypass channel branches.

В соответствии с другим аспектом изобретения система каналов для охлаждающего воздуха включает в себя хвостовой канал, расположенный по меньшей мере частично в хвостовике, при этом обходной канал ответвляется внутри хвостовика от хвостового канала. Поскольку нагрев воздуха внутри хвостовика является довольно слабым, данный вариант осуществления гарантирует то, что воздух в обходном канале будет холодным, когда он будет достигать канала, расположенного в зоне выходной кромки. Хвостовой канал может простираться от отверстия в хвостовике к радиальному каналу, расположенному дальше по потоку, чем зона ответвления обходного канала.In accordance with another aspect of the invention, the cooling air duct system includes a tail duct located at least partially in the liner, with a bypass duct branching off from the tail duct within the liner. Since the heating of the air inside the liner is rather weak, this embodiment ensures that the air in the bypass channel is cold when it reaches the channel located in the area of the outlet edge. The tail channel can extend from the hole in the shank to the radial channel located further downstream than the branch zone of the bypass channel.

Если обходной канал расположен так, что он, по меньшей мере, на половине его длины находится внутри хвостовика, в особенности внутри в радиальном направлении по отношению к платформе лопатки, нагрев лопатки в зоне обходного канал сохраняется слабым, что обеспечивает эффективное охлаждение выходной кромки.If the bypass channel is located so that it is at least half its length inside the shank, especially inside in the radial direction with respect to the blade platform, the blade heating in the bypass channel area is kept weak, which ensures effective cooling of the output edge.

В еще одном варианте осуществления изобретения опорные элементы расположены в обходном канале, при этом опорные элементы окружены охлаждающим воздухом, проходящим по обходному каналу. Тепло от зон, подлежащих охлаждению, может эффективно передаваться в охлаждающий воздух. Опорные элементы могут соединять стенку пера лопатки, расположенную с напорной стороны, с той стенкой пера лопатки, которая расположена с засасывающей стороны, или могут быть соединены только с одной из стенок и выступать в обходной канал.In yet another embodiment of the invention, the support elements are located in the bypass channel, while the support elements are surrounded by cooling air passing through the bypass channel. Heat from areas to be cooled can be effectively transferred to the cooling air. The supporting elements can connect the wall of the blade pen located on the pressure side with that wall of the blade pen, which is located on the suction side, or can only be connected to one of the walls and protrude into the bypass channel.

Если канал, расположенный в зоне выходной кромки, в который открывается обходной канал, содержит опорные элементы, по меньшей мере, в той зоне, в которой открывается обходной канал, может быть обеспечен непрерывный поток воздуха для равномерного охлаждения выходной кромки.If the channel located in the zone of the outlet edge into which the bypass channel opens, contains supporting elements, at least in the region in which the bypass channel opens, a continuous flow of air can be provided for uniform cooling of the outlet edge.

По той же причине предпочтительно, если число опорных элементов на единицу площади, то есть эффект запирания, будет одинаковым в обходном канале и в канале, расположенном в зоне выходной кромки. Кроме того, предпочтительно, если опорные элементы в обходном канале и в канале, расположенном в зоне выходной кромки, представляют собой элементы одинакового типа. В частности, они имеют одинаковые форму и размер.For the same reason, it is preferable if the number of supporting elements per unit area, that is, the locking effect, is the same in the bypass channel and in the channel located in the area of the output edge. In addition, it is preferable if the supporting elements in the bypass channel and in the channel located in the area of the output edge are elements of the same type. In particular, they have the same shape and size.

Эффективное охлаждение выходной кромки может быть обеспечено, если обходной канал открывается непосредственно на выходной кромке. Это имеет место, если расстояние между зоной, в которой обходной канал открывается в канал, расположенный в зоне выходной кромки, и ближайшим выпуском для воздуха в выходной кромке и/или в канале, расположенном в зоне выходной кромки, менее чем в три раза превышает наименьшую ширину обходного канала в плоскости, соединяющей выходную кромку с входной кромкой.Efficient cooling of the outlet edge can be achieved if the bypass channel opens directly at the outlet edge. This occurs if the distance between the zone in which the bypass channel opens into the channel located in the area of the output edge and the nearest air outlet in the output edge and / or in the channel located in the area of the output edge is less than three times the smallest the width of the bypass channel in the plane connecting the output edge with the input edge.

В дополнительном варианте осуществления изобретения обходной канал открывается в канал, расположенный в зоне выходной кромки, в радиальном направлении от хвостовика к вершине. Вследствие вращения лопатки радиальная сила действует на охлаждающий воздух, проходящий по обходному каналу. При наличии радиального отверстия обеспечивается «поддержка» для потока, что обеспечивает достаточный поток охлаждающего воздуха по обходному каналу.In an additional embodiment of the invention, the bypass channel opens into the channel located in the area of the output edge, in the radial direction from the shank to the top. Due to the rotation of the blade, the radial force acts on the cooling air passing through the bypass channel. If there is a radial hole, “support” is provided for the flow, which provides a sufficient flow of cooling air through the bypass channel.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

В то время как описание завершается формулой изобретения, конкретно определяющей и четко заявляющей настоящее изобретение, один вариант осуществления будет описан далее только в качестве примера со ссылкой на сопровождающие чертежи, в которых:While the description concludes with a claims specifically defining and clearly stating the present invention, one embodiment will be described hereinafter by way of example only with reference to the accompanying drawings, in which:

фиг.1 показывает вид в перспективе лопатки турбины, включающей в себя хвостовик и перо лопатки;FIG. 1 shows a perspective view of a turbine blade including a shank and feather of a blade;

фиг.2 показывает сечение лопатки турбины с каналами для направления охлаждающего воздуха через перо лопатки, иfigure 2 shows a cross section of a turbine blade with channels for directing cooling air through the feather of the blade, and

фиг.3 показывает вид сверху вниз на вершину пера лопатки.3 shows a top down view of the top of a feather of a scapula.

На фиг.1 проиллюстрирована приведенная в качестве примера лопатка 2 турбины для газотурбинного двигателя. Лопатка 2 включает в себя перо 4 лопатки и хвостовик 6, который используется для крепления лопатки 2 к вращающемуся диску двигателя обычным образом для обеспечения опоры для лопатки 2 в канале турбины, предназначенном для прохода потока рабочей среды, в котором движущие силы, создаваемые газообразной рабочей средой, воздействуют на поверхности лопатки. Как показано на фиг.1 и фиг.2, перо 4 лопатки имеет наружную стенку 8, окружающую полое внутренне пространство 14. Наружная стенка 8 пера лопатки включает в себя по существу вогнутую стенку 10 с напорной стороны и по существу выпуклую стенку 12 с засасывающей стороны (фиг.3), которые расположены на определенном расстоянии друг от друга в направлении ширины для образования полого внутреннего пространства 14 между ними. Стенки 10, 12 с напорной стороны и засасывающей стороны простираются между расположенной ближе по потоку, входной кромкой 16 и расположенной дальше по потоку, выходной кромкой 18 и соединены вместе в зоне расположенной ближе по потоку, входной кромки 16 и расположенной дальше по потоку, выходной кромки 18. Входная и выходная кромки 16, 18 расположены на расстоянии друг от друга в аксиальном направлении или в направлении хорды. Перо 4 лопатки простирается в радиальном направлении вдоль продольного или радиального направления лопатки 2, будучи ограниченным «размахом» пера 4 лопатки, от внутренней в радиальном направлении платформы 20 пера лопатки до наружной в радиальном направлении поверхности 22 вершины 24 пера 4 лопатки.Figure 1 illustrates an exemplary turbine blade 2 for a gas turbine engine. The blade 2 includes a feather 4 of the blade and a shank 6, which is used to fasten the blade 2 to the rotating disk of the engine in the usual way to provide support for the blade 2 in the turbine channel, designed to pass the flow of the working medium, in which the driving forces created by the gaseous working medium affect the surface of the scapula. As shown in FIGS. 1 and 2, the vane feather 4 has an outer wall 8 surrounding the hollow inner space 14. The outer wall 8 of the vane feather includes a substantially concave wall 10 on the pressure side and a substantially convex wall 12 on the suction side (Fig.3), which are located at a certain distance from each other in the width direction to form a hollow interior space 14 between them. The walls 10, 12 on the pressure side and the suction side extend between the upstream inlet edge 16 and the downstream outlet edge 18 and are connected together in the area of the upstream inlet edge 16 and the downstream outlet edge 18. The inlet and outlet edges 16, 18 are located at a distance from each other in the axial direction or in the direction of the chord. The blade feather 4 extends radially along the longitudinal or radial direction of the blade 2, being limited by the “span” of the blade feather 4, from the radially internal platform 20 of the blade feather to the radially outer surface 22 of the top 24 of the blade 4 feather.

Как видно на фиг.2, две системы 26, 28 каналов для охлаждающей текучей среды образованы в полом внутреннем пространстве 14. Системы 26, 28 каналов для охлаждающей текучей среды простираются в направлении «размаха» через лопатку 2 турбины, и каждая из указанных систем сообщается по текучей среде с источником охлаждающей текучей среды отдельно друг от другой системы. Обе системы 26, 28 каналов для охлаждающей текучей среды проходят через перо 4 лопатки и вдоль их полной длины между стенкой 10, расположенной с напорной стороны, и стенкой 12, расположенной с засасывающей стороны, для передачи тепла от поверхностей боковых стенок 10, 12 пера лопатки в охлаждающую текучую среду и для поддержания температуры лопатки 2 на уровне ниже максимальной допустимой температуры.As can be seen in FIG. 2, two channels 26, 28 for the cooling fluid are formed in the hollow interior space 14. Systems 26, 28 of channels for the cooling fluid extend in a “span” direction through the turbine blade 2, and each of these systems communicates fluid with a source of cooling fluid separately from another system. Both systems 26, 28 of channels for the cooling fluid pass through the feather 4 of the blade and along their full length between the wall 10 located on the pressure side and the wall 12 located on the suction side to transfer heat from the surfaces of the side walls 10, 12 of the feather blade into the cooling fluid and to maintain the temperature of the blade 2 at a level below the maximum allowable temperature.

Система 26 каналов для охлаждающей текучей среды включает в себя радиальный канал 30 и аксиальный канал 32, следующий непосредственно за радиальным каналом 30 в направлении потока воздуха. Система 26 каналов для охлаждающей текучей среды простирается от отверстия 34 на внутреннем в радиальном направлении конце хвостовика 6 внутри наружной стенки 8 непосредственно вдоль входной кромки 16 непосредственно рядом с входной кромкой 16 от внутреннего в радиальном направлении начала входной кромки 16 до нижнего граничного элемента 36 вершины, образующего стенку, параллельную направлению протяженности вершины 24. Во всем данном проточном канале система 26 каналов не имеет ответвлений и обеспечивает подачу всего проходящего в ней, охлаждающего воздуха вдоль входной кромки 16 к нижнему граничному элементу 36 вершины и очень эффективное охлаждение входной кромки 16.The cooling fluid channel system 26 includes a radial channel 30 and an axial channel 32 immediately following the radial channel 30 in the air flow direction. The cooling fluid channel system 26 extends from the opening 34 at the radially inner end of the shank 6 inside the outer wall 8 directly along the inlet edge 16 immediately adjacent to the inlet edge 16 from the radially inward direction of the inlet edge 16 to the lower vertex boundary element 36, forming a wall parallel to the direction of the extension of the vertex 24. In the entire given flow channel, the channel system 26 has no branches and provides the supply of everything passing through it, cooling air along the inlet edge 16 to the lower vertex boundary element 36 and very efficient cooling of the inlet edge 16.

Система 26 каналов для охлаждающей текучей среды или, более точно, ее аксиальный канал 32 на ее/его дальнейшем пути заканчивается множеством выпусков 38, 40, 42 для воздуха, которые все расположены в зоне вершины 24 пера 4 лопатки. Таким образом, весь охлаждающий воздух, проходящий через внутреннее отверстие 34 в систему 26 каналов для охлаждающей текучей среды, направляется в выпуски 38, 40, 42 в верхней части вершины 24.The system 26 of channels for the cooling fluid or, more precisely, its axial channel 32 on its / his further path ends with a plurality of outlets 38, 40, 42 for air, which are all located in the area of the top 24 of the pen 4 of the scapula. Thus, all cooling air passing through the internal opening 34 into the cooling fluid channel system 26 is directed to outlets 38, 40, 42 at the top of the apex 24.

Вторая система 28 каналов для охлаждающей текучей среды также начинается в отверстии 44 на внутреннем в радиальном направлении конце хвостовика 6 лопатки 2 и простирается в направлении «размаха» до вершины 24. Однако данная система 28 разветвляется на множество каналов: два параллельных радиальных канала 46, 48, змеевидный проточный канал 50, канал 52, расположенный в зоне вершины, обходной канал 54 и канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Радиальный канал 46 проходит параллельно каналу 30, расположенному в зоне входной кромки, и открывается в канал 52, расположенный в зоне вершины, и в змеевидный проточный канал 50. Радиальный канал 48 отделен перегораживающей радиальной стенкой 58 от радиального канала 46, также проходит параллельно каналу 30, расположенному в зоне входной кромки, и открывается в канал 52, расположенный в зоне вершины, и в змеевидный проточный канал 50.The second channel system 28 for the cooling fluid also starts in the hole 44 on the radially inner end of the shank 6 of the blade 2 and extends in the “span” direction to the top 24. However, this system 28 branches out into many channels: two parallel radial channels 46, 48 , serpentine flow channel 50, channel 52 located in the apex zone, a bypass channel 54 and a channel 56 located in the area of the output edge. The radial channel 46 runs parallel to the channel 30 located in the area of the inlet edge and opens into the channel 52 located in the apex zone and into the serpentine flow channel 50. The radial channel 48 is separated by a blocking radial wall 58 from the radial channel 46, also runs parallel to the channel 30 located in the area of the inlet edge, and opens into the channel 52 located in the area of the apex, and into the serpentine flow channel 50.

Змеевидный проточный канал 50 начинается в конце радиальных каналов 46, 48, проходит в виде двух U-образных поворотов, изменяя направление с радиального направления наружу на радиальное направление внутрь и снова на радиальное направление наружу, и открывается в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Внутренний в радиальном направлении, U-образный поворот направляется посредством U-образной стенки 60, ограничивающей U-образный поворот, и обеспечивает поворот под углом, составляющим, по меньшей мере, 150°, с изменением направления с радиального направления внутрь на радиальное направление наружу. Канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, может заканчиваться множеством выпусков, расположенных в выходной кромке 18, при этом особый вариант осуществления, показанный на фиг.1 и фиг.2, имеет только один выпуск 62 на заднем конце, образованный в виде радиальной прорези/щели и простирающийся на длине, составляющей 80% длины выходной кромки 18 в радиальном направлении. Канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, образован подобно радиальному каналу, открытому вдоль его аксиальной стороны в направлении выходной кромки в выпусках, соответственно в выпуске 62.The serpentine flow channel 50 starts at the end of the radial channels 46, 48, passes in the form of two U-shaped turns, changing the direction from the radial direction outward to the radial direction inward and again to the radial direction outward, and opens into the channel 56 located in the area of the output edge . The radially inner, U-shaped rotation is guided by the U-shaped wall 60, restricting the U-shaped rotation, and provides rotation at an angle of at least 150 °, with a change in direction from the radial direction inward to the radial direction outward. The channel 56 located in the area of the outlet edge can end with a plurality of outlets located in the outlet edge 18, while the particular embodiment shown in FIG. 1 and FIG. 2 has only one outlet 62 at the rear end formed in the form of a radial slot / slots and extending over a length of 80% of the length of the output edge 18 in the radial direction. Channel 56, located in the area of the output edge, is formed like a radial channel open along its axial side in the direction of the output edge in the outlets, respectively, in the outlet 62.

Обходной канал 54 соединяет хвостовой канал 64, простирающийся от отверстия 44 до радиальных каналов 46, 48, непосредственно с каналом 56, расположенным в зоне выходной кромки, и направляет охлаждающий воздух непосредственно от хвостового канала 64 в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Обходной канал 54 имеет криволинейную форму на его «пути» от хвостового канала 64 до канала 56, расположенного в зоне выходной кромки, и открывается в радиальном направлении наружу в ту часть канала 56, расположенного в зоне выходной кромки, которая расположена непосредственно у выпускной прорези/щели 62 выходной кромки 18, тем самым, он открывается непосредственно на выходной кромке 18 соответственно в выпуск 62 для воздуха в выходной кромке.A bypass channel 54 connects the tail channel 64, extending from the hole 44 to the radial channels 46, 48, directly to the channel 56 located in the area of the output edge, and directs cooling air directly from the tail channel 64 to the channel 56 located in the area of the output edge. The bypass channel 54 has a curved shape on its “path” from the tail channel 64 to the channel 56 located in the area of the output edge, and opens radially outward to that part of the channel 56 located in the area of the output edge, which is located directly at the outlet slot / slots 62 of the output edge 18, thereby opening directly on the output edge 18, respectively, into the air outlet 62 in the output edge.

Хвостовой канал 64 расположен полностью в хвостовике 6 лопатки, таким образом, ниже платформы 20, что означает в радиальном направлении внутри по отношению к платформе 20. Обходной канал 64 расположен так, что он, по меньшей мере, на половине его длины, в частности более чем на 3/4 его длины, расположен ниже платформы 20.The tail channel 64 is located completely in the shank 6 of the blade, thus below the platform 20, which means in the radial direction inside with respect to the platform 20. The bypass channel 64 is located so that it is at least half its length, in particular more than 3/4 of its length, located below platform 20.

Для подачи достаточного количества холодного воздуха в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, предусмотрено, что наименьшая ширина 66 канала, определяемая для обходного канала 54, составляет более половины ширины хвостового канала 64, от которого ответвляется обходной канал 54. Данная наименьшая ширина составляет приблизительно 11% от ширины хорды пера лопатки, то есть расстояния между входной кромкой 16 и выходной кромкой 18. В данной самой узкой части обходного канала 54 его ширина в направлении, перпендикулярном к направлению ширины 66 канала, то есть в направлении от стенки 14, расположенной с засасывающей стороны, до стенки 10, расположенной с напорной стороны, больше ширины обходного канала 54 в той зоне, в которой он открывается в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, в направлении от стенки 14, расположенной с засасывающей стороны, до стенки 10, расположенной с напорной стороны.To supply enough cold air to the channel 56 located in the area of the outlet edge, it is envisaged that the smallest width 66 of the channel, determined for the bypass channel 54, is more than half the width of the tail channel 64, from which the bypass channel 54 branches. This smallest width is approximately 11% of the width of the chord of the feather blade, that is, the distance between the input edge 16 and the output edge 18. In this narrowest part of the bypass channel 54, its width in the direction perpendicular to the width direction 66 channel, that is, in the direction from the wall 14, located on the suction side, to the wall 10, located on the pressure side, is greater than the width of the bypass channel 54 in the area in which it opens into the channel 56 located in the area of the output edge, in the direction from wall 14, located on the suction side, to the wall 10, located on the pressure side.

Внутри канала 56, расположенного в зоне выходной кромки, расположено множество опорных элементов 68, окруженных охлаждающим воздухом, проходящим по каналу 56, расположенному в зоне выходной кромки. Опорные элементы 68 образованы в виде круглых столбиков, соединяющих стенку 10, расположенную с напорной стороны, со стенкой 12, расположенной с засасывающей стороны, и обеспечивающих передачу тепла, выделяющегося в наружной стенке 8, в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Опорные элементы 68 такого же типа расположены внутри змеевидного канала 50 и внутри расположенной ниже по потоку части обходного канала 54, при этом расположенная ниже по потоку часть простирается приблизительно на 2/3 общей длины обходного канал 54, при этом число опорных элементов 68 на единицу площади может быть одинаковым в обходном канале 54 и в канале 56, расположенном в зоне выходной кромки.Inside the channel 56, located in the area of the output edge, there are many supporting elements 68, surrounded by cooling air passing through the channel 56, located in the area of the output edge. The supporting elements 68 are formed in the form of round columns connecting the wall 10 located on the pressure side with the wall 12 located on the suction side and transferring heat generated in the outer wall 8 to the channel 56 located in the area of the output edge. Support elements 68 of the same type are located inside the serpentine channel 50 and inside the downstream part of the bypass channel 54, while the downstream part extends approximately 2/3 of the total length of the bypass channel 54, while the number of support elements 68 per unit area may be the same in the bypass channel 54 and in the channel 56 located in the area of the output edge.

Обе системы 26, 28 каналов для охлаждающего воздуха обеспечивают подачу охлаждающего воздуха в выпуски 38, 40, 42, 70 в вершине 24, однако система 26 каналов обеспечивает подачу только в выпуски 38, 40, 42 в вершине 24, и система 28 каналов обеспечивает подачу в, по меньшей мере, один выпуск 70 для воздуха в вершине 24 и в, по меньшей мере, один выпуск 62 для воздуха в выходной кромке пера 4 лопатки. Схема расположения выпусков 38, 40, 42, 70 для воздуха в вершине 24 лучше всего видна на фиг.3.Both systems 26, 28 of cooling air channels supply cooling air to outlets 38, 40, 42, 70 at apex 24, however, channel system 26 only supplies to outlets 38, 40, 42 at apex 24, and channel system 28 provides in at least one air outlet 70 at the apex 24; and at least one air outlet 62 at the outlet edge of the blade pen 4. The layout of the outlets 38, 40, 42, 70 for air at the apex 24 is best seen in FIG.

Фиг.3 показывает вершину 24 пера 2 лопатки на виде сверху. Вершина 24 имеет ребро 72 или выступающую стенку, образующую самую дальнюю от центра в радиальном направлении часть наружной стенки 8, проходящую полностью вокруг нижнего граничного элемента 36 вершины 24 и предпочтительно выступающую длину, составляющую 1-2% от длины лопатки 2 или 2-3% от длины пера 4, лопатки над нижним граничным элементом 36. Нижний граничный элемент 36 имеет выпуски 38, 40 и выпуск 74 для пыли, при этом выпуски 38 образуют первую группу и выпуски 40 образуют вторую группу. Первая группа выпусков 38 расположена на входной кромке 16 и на расположенном со стороны входной кромки участке 76 вершины 24, называемом для удобства входной кромкой верхней части вершины 24. Данный участок 76 простирается от входной кромки 16 до воображаемой линии, показанной на фиг.3 как перпендикулярная к линии 80 каркаса лопатки 2 и пересекающей расположенную выше по потоку поверхность или расположенную с напорной стороны поверхность 10 пера 4 лопатки. В варианте осуществления, показанном на фиг.3, данный участок 76 простирается на расстоянии по направлению к выходной кромке 18, которое составляет 1/10 от расстояния между входной кромкой 16 и выходной кромкой 18. Вторая группа выпусков 40 расположена на расположенном с напорной стороны участке 78 вершины 24, называемом для удобства напорной стороной верхней части вершины 24, который простирается от стенки 10, расположенной с напорной стороны, до линии 80 каркаса. Первая система 26 каналов для охлаждающего воздуха обеспечивает подачу в обе группы выпусков 38, 40.Figure 3 shows the top 24 of the pen 2 of the scapula in a plan view. The apex 24 has a rib 72 or a protruding wall, forming the outermost part of the outer wall 8 radially farthest from the center, extending completely around the lower boundary element 36 of the apex 24 and preferably protruding a length of 1-2% of the length of the blade 2 or 2-3% from the length of the pen 4, the blades above the lower boundary element 36. The lower boundary element 36 has outlets 38, 40 and an outlet 74 for dust, while outlets 38 form the first group and outlets 40 form the second group. The first group of outlets 38 is located on the input edge 16 and on the portion 76 of the vertex 24 located on the side of the input edge, called for convenience the input edge of the top of the vertex 24. This section 76 extends from the input edge 16 to the imaginary line shown in FIG. 3 as perpendicular to the line 80 of the frame of the blade 2 and crossing the surface located upstream or located on the pressure side of the surface 10 of the pen 4 of the blade. In the embodiment shown in FIG. 3, this section 76 extends at a distance towards the outlet edge 18, which is 1/10 of the distance between the inlet edge 16 and the outlet edge 18. The second group of outlets 40 is located on the discharge side 78 of the peak 24, called for convenience the pressure side of the upper part of the peak 24, which extends from the wall 10 located on the pressure side to the line 80 of the frame. The first cooling air duct system 26 provides supply to both groups of outlets 38, 40.

Первая группа выпусков 38 образована тремя отверстиями в нижнем граничном элементе 36, которые все расположены непосредственно рядом с ребром 72. Вторая группа выпусков 40 образована пятью отверстиями в нижнем граничном элементе 36, которые все также расположены непосредственно рядом с ребром 72, но расстояния между отверстиями больше, чем в первой группе выпусков 38. Все отверстия из первой группы имеют одинаковый диаметр, который меньше диаметра отверстий из второй группы. Расстояния между выпусками 40 не равны друг другу. Расстояние от среднего выпуска 40 до соседних с ним, выпусков 40 больше расстояний от самых дальних от центра, выпусков 40 из данной группы до соседних с ними, выпусков 40.The first group of outlets 38 is formed by three holes in the lower boundary element 36, which are all located directly next to the rib 72. The second group of outlets 40 is formed by five holes in the lower boundary element 36, which are also all located directly next to the rib 72, but the distance between the holes is greater than in the first group of releases 38. All holes in the first group have the same diameter, which is less than the diameter of the holes in the second group. The distances between releases 40 are not equal to each other. The distance from the average release 40 to its neighboring ones, releases 40 is greater than the distances from the farthest from the center, releases 40 from this group to neighboring ones, releases 40.

Между обеими группами выпусков 38, 40 имеется не имеющая выпусков зона, простирающаяся от первой группы до второй группы. Данная зона больше, если смотреть в направлении от входной кромки 16 до выходной кромки 18, диаметра выпусков 38 из первой группы и больше наибольшего расстояния между отверстиями из второй группы выпусков 40.Between both groups of releases 38, 40 there is a zone without releases, extending from the first group to the second group. This area is larger when viewed in the direction from the input edge 16 to the output edge 18, the diameter of the outlets 38 from the first group and greater than the largest distance between the openings from the second group of outlets 40.

Выпуски 42, 70 расположены на расположенном со стороны выходной кромки участке 82 вершины 24, простирающемся от выходной кромки 18 до воображаемой линии, находящейся на расстоянии, соответствующем приблизительно 30%, в направлении входной кромки 16, как показано на фиг.3, и называемом для удобства выходной кромкой верхней части вершины 24. Они образованы в виде пазов или прорезей, ограниченных непосредственно ребром 72 или выступающей стенкой и сужающихся в радиальном направлении наружу, и скошенных по направлению к выходной кромке 18 приблизительно под углом 70° относительно радиального направления, при этом 0° соответствует исключительно радиальному направлению и 90° соответствует направлению, параллельному нижнему граничному элементу. Вследствие данного скашивания оба выпусков 42, 70 ограничены в радиальном направлении стенками. Выпуск 42 ограничен нижним граничным элементом 36 и стенкой 84, отделяющей первую систему 26 охлаждающих каналов от второй системы 28 охлаждающих каналов. Выпуск 70 ограничен стенкой 84 и стенкой 86, проходящей к расположенному со стороны выходной кромки концу ребра 72.Outlets 42, 70 are located on a portion 82 of apex 24 located on the side of the output edge, extending from the output edge 18 to an imaginary line at a distance corresponding to approximately 30% in the direction of the input edge 16, as shown in FIG. 3, and called for of convenience, the output edge of the top of the apex 24. They are formed in the form of grooves or slots, bounded directly by the rib 72 or the protruding wall and tapering radially outward, and beveled toward the output edge 18 approximately about at an angle of 70 ° relative to the radial direction, while 0 ° corresponds exclusively to the radial direction and 90 ° corresponds to the direction parallel to the lower boundary element. Due to this mowing, both outlets 42, 70 are radially bounded by the walls. The outlet 42 is limited by a lower boundary element 36 and a wall 84 separating the first cooling channel system 26 from the second cooling channel system 28. The outlet 70 is limited by the wall 84 and the wall 86 extending to the end of the rib 72 located on the side of the output edge.

Claims

1. The blade (2) of a gas turbine, comprising a shank (6) and a feather (4) of a blade with an inlet edge (16) and an outlet edge (18) and an apex (24), a system (28) of cooling air channels extending from the hole (44) for cooling air in the shank (6) by means of a meandering serpentine channel (50) to a channel (56) located in the area of the outlet edge at the outlet edge (18) having an air outlet (62) in the outlet edge (18), and a bypass channel (54) for air connecting the specified hole (44) for cooling air in the shank (6) with the channel (56) is located in the zone of the outlet edge, bypassing the serpentine channel (50), characterized in that the system (28) of channels for cooling air contains a radial channel (46) open in the serpentine flow channel (50), as well as in the channel (52), located in the apex zone and connecting the specified cooling air hole (44) in the shank (6) by means of the indicated radial channel (46) with at least one air outlet (70) in the outer portion (82) located on the side of the outlet edge in the radial direction of the surface (22) of the top of the blade on the ve hney vertex portion (24) supplying cooling air to a portion (82), the radially outer surface (22) of the blade on top of top peaks located by the trailing edge (24).

2. The blade (2) of the gas turbine according to claim 1,
characterized in that the smallest width of the bypass channel (54) is at least 10% of the width of the chord of the feather (4) of the blade.

3. The blade (2) of the gas turbine according to claim 1,
characterized in that the smallest width of the bypass channel (54) is more than half the width of the channel (64) of the cooling system from which the bypass channel branches.

4. The blade (2) of the gas turbine according to claim 2,
characterized in that the smallest width of the bypass channel (54) is more than half the width of the channel (64) of the cooling system from which the bypass channel branches.

5. The blade (2) of the gas turbine according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the system (28) of channels for cooling air includes a tail channel (64) located at least partially in the shank (6), while the bypass channel (54) branches off inside the shank (6) from the tail channel (64) )

6. The blade (2) of the gas turbine according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the bypass channel (54) is located at least half its length inside the shank (6).

7. The blade (2) of the gas turbine according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the supporting elements (68), designed to be surrounded by a stream of cooling air, are located in the bypass channel (54).

8. The blade (2) of the gas turbine according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the channel (56) located in the area of the output edge into which the bypass channel (54) opens, contains support elements (68), at least in the area in which the bypass channel opens.

9. The blade (2) of the gas turbine according to claim 8,
characterized in that the supporting elements (68), intended to be surrounded by a stream of cooling air, are located in the bypass channel (54), and the number of supporting elements (68) per unit area is the same in the bypass channel (54) and in the channel (56) located in the area of the outlet edge.

10. The blade (2) of the gas turbine according to claim 8,
characterized in that the supporting elements (68), designed to be surrounded by a stream of cooling air, are located in the bypass channel (54), and the supporting elements (68) in the bypass channel (54) and in the channel (56) located in area of the output edge, have the same shape and size.

11. The blade (2) of the gas turbine according to claim 9,
characterized in that the supporting elements (68), designed to be surrounded by a stream of cooling air, are located in the bypass channel (54), and the supporting elements (68) in the bypass channel (54) and in the channel (56) located in area of the output edge, have the same shape and size.

12. The blade (2) of the gas turbine according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the bypass channel (54) opens directly in the output edge (18).

13. The blade (2) of the gas turbine according to one of claims 1 to 4,
characterized in that the bypass channel (54) opens into the channel (56) located in the area of the output edge, in the radial direction from the shank (6) to the top (24) of the blade feather.