RU2259481C2 - Turbine blade - Google Patents
Turbine blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2259481C2 RU2259481C2 RU2003133913/06A RU2003133913A RU2259481C2 RU 2259481 C2 RU2259481 C2 RU 2259481C2 RU 2003133913/06 A RU2003133913/06 A RU 2003133913/06A RU 2003133913 A RU2003133913 A RU 2003133913A RU 2259481 C2 RU2259481 C2 RU 2259481C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- coating
- thickness
- temperature
- edge
- Prior art date
Links
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 61
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 59
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims abstract description 12
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 7
- 230000035882 stress Effects 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 230000008642 heat stress Effects 0.000 abstract 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 abstract 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 7
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 6
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 6
- 101000579647 Penaeus vannamei Penaeidin-2a Proteins 0.000 description 5
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 5
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N Zirconium dioxide Chemical compound O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 2
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 2
- 238000004901 spalling Methods 0.000 description 2
- 239000010754 BS 2869 Class F Substances 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к устройствам и конструкциям лопаток газотурбинных двигателей и установок.The invention relates to devices and structures for blades of gas turbine engines and installations.
Изобретение может найти применение в авиационной, судовой, автомобильной промышленности и в энергетике, а также в других отраслях промышленности, где используют газотурбинные двигатели и установки.The invention can find application in the aviation, ship, automotive and energy industries, as well as in other industries where gas turbine engines and plants are used.
Известна лопатка турбины газотурбинного двигателя, описанная в книге (Тамарин Ю.А. "Защитные покрытия для лопаток турбин. США. 2002 г., р.22). Описанное устройство содержит лопатку с керамическим покрытием постоянной толщины.A known turbine blade of a gas turbine engine described in the book (Tamarin Y. A. "Protective coatings for turbine blades. USA. 2002, p.22). The described device contains a blade with a ceramic coating of constant thickness.
Недостатком конструкции лопатки турбины является повышенная постоянная толщина керамического покрытия, которая сохраняет или увеличивает неравномерность распределения температуры и термонапряжения в металле лопатки. Кроме того, в керамическом покрытии повышенной массы будут возникать повышенные напряжения от воздействии центробежных сил. Указанные факторы могут привести к появлению дефектов, трещин и выкрашивания керамики в зонах концентрации напряжений и снижению долговечности покрытия и лопатки.A disadvantage of the design of the turbine blade is the increased constant thickness of the ceramic coating, which maintains or increases the uneven distribution of temperature and thermal stress in the metal of the blade. In addition, increased stresses from centrifugal forces will occur in a ceramic coating of increased mass. These factors can lead to the appearance of defects, cracks and spalling of ceramics in areas of stress concentration and a decrease in the durability of the coating and the blade.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является конструкция лопатки турбины с теплозащитным покрытием постоянной толщины, в котором поверхность лопатки защищена от теплового потока керамическим покрытием с постоянной толщиной (патент США № 6106231 "Частичное покрытие аэродинамической поверхности", кл. F 01 D 5/18, опубликованный 22.08.2000 г.). Описанная конструкция лопатки турбины состоит из хвостовика и пера лопатки, входная и выходная кромки которой имеют отверстия для выхода воздуха, при этом на поверхности входной кромки, части выпуклой поверхности, примыкающей к входной кромке, частях вогнутой поверхности, примыкающей к входной кромке, хвостовику и на концевой части пера лопатки выполнено покрытие из теплозащитного материала с постоянной толщиной.The closest in technical essence to the claimed invention is the design of a turbine blade with a heat-insulating coating of constant thickness, in which the surface of the blade is protected from heat flow by a ceramic coating with a constant thickness (US Patent No. 6106231 "Partial coating of an aerodynamic surface", class F 01 D 5 / 18, published on August 22, 2000). The described design of the turbine blade consists of a shank and a feather of the blade, the inlet and outlet edges of which have openings for air outlet, while on the surface of the inlet edge, part of the convex surface adjacent to the inlet edge, parts of the concave surface adjacent to the inlet edge, the shank and the end part of the feather blade is made of heat-protective material with a constant thickness.
Недостатком прототипа лопатки турбины является повышенная, постоянная толщина керамического покрытия, которая сохраняет или увеличивает неравномерность распределения температуры и термонапряжения в металле лопатки. Кроме того, в керамическом покрытии повышенной массы будут возникать повышенные напряжения от воздействии центробежных сил. Указанные факторы могут привести к снижению прочности покрытия, появлению дефектов, трещин и выкрашивания керамики в зонах концентрации напряжений и снижению долговечности покрытия и лопатки.The disadvantage of the prototype of the turbine blade is the increased, constant thickness of the ceramic coating, which maintains or increases the uneven distribution of temperature and thermal stress in the metal of the blade. In addition, increased stresses from centrifugal forces will occur in a ceramic coating of increased mass. These factors can lead to a decrease in the strength of the coating, the appearance of defects, cracks and spalling of ceramics in areas of stress concentration and to reduce the durability of the coating and the blade.
Задачей данного изобретения является повышение долговечности лопатки турбины за счет повышения прочности покрытия и снижения термонапряжений в металле лопатки.The objective of the invention is to increase the durability of the turbine blades by increasing the strength of the coating and reducing thermal stresses in the metal of the blade.
Прочность повышается, во первых, за счет переменной толщины покрытия и, во вторых, за счет равномерности распределения температуры в месте соединения покрытия с металлом лопатки благодаря выполнению покрытия максимальной толщины в зонах максимальных температур и минимальной толщины в зонах минимальных температур на поверхности покрытия и снижению тем самым перепада температуры в указанном месте соединения по профилю и высоте лопатки. Кроме того, последнее обстоятельство, позволяет снизить термонапряжения в металле лопатки.The strength is increased, firstly, due to the variable thickness of the coating and, secondly, due to the uniform distribution of temperature at the junction of the coating with the metal of the blade due to the coating of maximum thickness in the areas of maximum temperatures and minimum thickness in areas of minimum temperatures on the surface of the coating and reducing the most extreme temperature at the specified junction along the profile and height of the blade. In addition, the latter circumstance allows to reduce thermal stresses in the metal of the blade.
Поставленная задача решается тем, что лопатка турбины, состоящая из хвостовика и пера лопатки, входная и выходная кромки которой имеют отверстия для выхода воздуха, при этом на поверхности входной кромки, части выпуклой поверхности, примыкающей к входной кромке, частях вогнутой поверхности, примыкающей к входной кромке, хвостовику и на концевой части пера лопатки, и на оставшейся части вогнутой поверхности пера лопатки до выходной кромки выполнено покрытие из теплозащитного материала переменной толщины hij по профилю и высоте лопатки. Толщина покрытия в каждой точке на указанной поверхности лопатки определяется по формулеThe problem is solved in that the turbine blade, consisting of a shank and a feather of the blade, the input and output edges of which have openings for air outlet, while on the surface of the input edge, part of the convex surface adjacent to the input edge, parts of the concave surface adjacent to the input the edge, shank and on the end of the blade feather, and on the remaining part of the concave surface of the blade feather to the outlet edge, is made of a heat-protective material of variable thickness h ij along the profile and height of the blade. The coating thickness at each point on the indicated surface of the blade is determined by the formula
где: h1,ij - толщина покрытия в i-точке профиля поверхности j-сечения по высоте лопатки,where: h 1, ij is the coating thickness at the i-point of the surface profile of the j-section along the height of the blade,
a1 - первый эмпирический коэффициент а1=0.03÷0.05,a 1 - the first empirical coefficient a 1 = 0.03 ÷ 0.05,
b1 - второй эмпирический коэффициент b1=0.0008÷0.0012,b 1 - the second empirical coefficient b 1 = 0.0008 ÷ 0.0012,
Тij - температура в i-точке профиля поверхности j-сечения по высоте лопатки без покрытия,T ij is the temperature at the i-point of the surface profile of the j-section along the height of the blade without coating,
Tm - максимальная температура на поверхности лопатки без покрытия,T m is the maximum temperature on the surface of the blade without coating,
Тmax j - максимальная температура на поверхности в j-сечении лопатки без покрытия,T max j - the maximum surface temperature in the j-section of the blade without coating,
Tmin j - минимальная температура на поверхности в j - сечении лопатки без покрытия.T min j - minimum surface temperature in j - section of the blade without coating.
Кроме того, покрытие переменной толщины hij дополнительно выполнено на оставшейся части выпуклой поверхности, примыкающей к входной кромке и части выпуклой поверхности, примыкающей к выходной кромке. Толщина покрытия в каждой точке на указанной поверхности лопатки определяется по формулеIn addition, a coating of variable thickness h ij is additionally made on the remaining part of the convex surface adjacent to the input edge and part of the convex surface adjacent to the output edge. The coating thickness at each point on the indicated surface of the blade is determined by the formula
где: h2,ij - толщина покрытия в i - точке профиля поверхности j-сечения по высоте лопатки,where: h 2, ij is the coating thickness at i is the point of the surface profile of the j-section along the height of the blade,
а2 - третий эмпирический коэффициент а2=0.03÷0.05,and 2 is the third empirical coefficient a 2 = 0.03 ÷ 0.05,
b2 - четвертый эмпирический коэффициент b2=0.0008÷0.0012,b 2 - the fourth empirical coefficient b 2 = 0.0008 ÷ 0.0012,
Тij - температура в i-точке профиля поверхности j-сечения по высоте лопатки без покрытия должна быть более значения (Tmax j+Tmincj)/2,Тij - the temperature at the i-point of the surface profile of the j-section along the height of the blade without coating should be more than (T max j + T mincj ) / 2,
Tm - максимальная температура на поверхн ости лопатки без покрытия,T m is the maximum temperature on the surface of the blade without coating,
Tmax j - максимальная температура на поверхности в j-сечении лопатки без покрытия,T max j - the maximum surface temperature in the j-section of the blade without coating,
Tminc j - минимальная температура на выпуклой поверхности в j-сечении лопатки без покрытия.T minc j - the minimum temperature on a convex surface in the j-section of the blade without coating.
На фиг.1 показана лопатка турбины со стороны ее вогнутой поверхности, на фиг.2 - лопатка турбины (вид сверху), на фиг.3 - сечение пера лопатки турбины по входной кромке.Figure 1 shows the turbine blade from the side of its concave surface, figure 2 - turbine blade (top view), figure 3 is a cross-section of the feather of the turbine blade on the inlet edge.
Лопатка турбины содержит хвостовик 1 и перо 2, входную 3 и выходную 4 кромки, которые имеют отверстия 5 для выхода воздуха, при этом на поверхности 6 входной кромки 3, части 7 выпуклой поверхности 8, примыкающей к входной кромке 2, частях 9, 10 вогнутой поверхности 11, примыкающей к входной кромке 3, хвостовику 1 и на концевой части 12 пера 2 лопатки, и на оставшейся части 13 вогнутой поверхности 11 пера 2 лопатки выполнено покрытие из теплозащитного материала. Возможно выполнение на оставшейся части 13 вогнутой поверхности 11 пера 2 лопатки до выходной кромки 4 покрытия 14 из теплозащитного материала переменной толщины по профилю и высоте лопатки. Покрытие 14 переменной толщины в каждой точке на указанной выше поверхности лопатки определяется по формуле (1).The turbine blade contains a shank 1 and a feather 2, an inlet 3 and an outlet 4 edges that have openings 5 for air outlet, while on the surface 6 of the inlet edge 3, part 7 of the convex surface 8 adjacent to the inlet edge 2, parts 9, 10 are concave surface 11 adjacent to the input edge 3, the shank 1 and on the end part 12 of the pen 2 of the scapula, and on the remaining part 13 of the concave surface 11 of the pen 2 of the scapula is made of heat-protective material. It is possible to perform on the remaining 13 of the concave surface 11 of the pen 2 of the blade to the outlet edge 4 of the coating 14 of heat-shielding material of variable thickness along the profile and height of the blade. The coating 14 of variable thickness at each point on the above surface of the blade is determined by the formula (1).
Возможно выполнение покрытия 14 переменной толщины в каждой точке на оставшейся части 15 выпуклой поверхности 8, примыкающей к входной 3 кромке и части 16 выпуклой поверхности 8, примыкающей к выходной 4 кромке, по профилю и высоте лопатки определяется по формуле (2).It is possible to cover 14 with a variable thickness at each point on the remaining part 15 of the convex surface 8 adjacent to the input 3 edge and part 16 of the convex surface 8 adjacent to the output 4 edge, according to the profile and height of the blade is determined by the formula (2).
Лопатка турбины выполнена с покрытием 14 переменной толщины, функционально зависящей от распределения температуры по профилю и высоте лопатки.The turbine blade is made with a coating 14 of variable thickness, functionally dependent on the temperature distribution along the profile and height of the blade.
Покрытие 14 может быть выполнено из теплозащитного материала, например, из диоксида циркония.Coating 14 may be made of a heat-shielding material, for example, zirconia.
Лопатка турбины работает следующим образом.The turbine blade works as follows.
Поток горячего газа подается со стороны входной кромки 3 и вогнутой поверхности 11 лопатки, охлаждающий воздух подается к внутренней поверхности лопатки. Охлаждающий воздух проходит через отверстия 5. Горячий газ нагревает поверхность 6 входной кромки 3, часть 7 выпуклой поверхности 8, примыкающей к входной кромке 2, части 9, 10 вогнутой поверхности 11, примыкающей к входной кромке 3, хвостовику 1 и концевую часть 12 пера 2, и на оставшейся части 13 вогнутой поверхности 11 пера 2 лопатки до выходной кромки 4 покрытия 14 по профилю и высоте лопатки. Нагреваются также части 15 и 16 выпуклой поверхности 8, примыкающих к входной 3 и выходной 4 кромке по профилю и высоте лопатки покрытия 14. Переменная толщина покрытия 14 из теплозащитного материала функционально зависит от распределения температуры по профилю и высоте лопатки. В месте соединения покрытия с металлом лопатки повышается равномерность распределения температуры благодаря выполнению покрытия максимальной толщины в зонах максимальных температур и минимальной толщины в зонах минимальных температур на поверхности покрытия и снижению тем самым перепада температуры в указанном месте соединения по профилю и высоте лопатки.The flow of hot gas is supplied from the input edge 3 and the concave surface 11 of the blade, cooling air is supplied to the inner surface of the blade. Cooling air passes through openings 5. Hot gas heats the surface 6 of the inlet edge 3, part 7 of the convex surface 8 adjacent to the inlet edge 2, part 9, 10 of the concave surface 11 adjacent to the inlet edge 3, the shank 1 and the end portion 12 of the pen 2 , and on the remaining part 13 of the concave surface 11 of the pen 2 of the blade to the output edge 4 of the coating 14 along the profile and height of the blade. Parts 15 and 16 of the convex surface 8 adjacent to the inlet 3 and outlet 4 edges are also heated along the profile and height of the coating blade 14. The variable thickness of the coating 14 made of heat-shielding material functionally depends on the temperature distribution along the profile and height of the blade. At the junction of the coating with the metal of the blade increases the uniformity of temperature distribution by coating the maximum thickness in the zones of maximum temperatures and the minimum thickness in the areas of minimum temperatures on the surface of the coating and thereby reducing the temperature difference at the specified junction along the profile and height of the blade.
В зависимости от температурных условий лопатка турбины выполняется с покрытием переменной толщины по формулам (1) и (2).Depending on the temperature conditions, the turbine blade is coated with a variable thickness according to formulas (1) and (2).
Применение покрытия переменной толщины (и его уменьшения, в том числе, и по массе по сравнению с прототипом) на лопатке турбины позволяет повысить прочность покрытий, равномерность распределения температуры в месте соединений металла лопатки с покрытием по профилю и высоте лопатки, снизить перепады температур, напряжения от воздействия центробежных сил и термонапряжения по толщине теплозащитного покрытия и стенки лопатки и повысить долговечность покрытия и лопатки турбины.The use of coatings of variable thickness (and its reduction, including by weight compared to the prototype) on the turbine blade allows to increase the strength of the coatings, the uniformity of temperature distribution at the joints of the metal of the blade with the coating along the profile and height of the blade, to reduce temperature and voltage differences from the effects of centrifugal forces and thermal stresses along the thickness of the heat-shielding coating and the wall of the blade and to increase the durability of the coating and blade of the turbine.
Кроме того, после нанесения покрытия переменной толщины на лопатке турбины с использованием технологического процесса (например, электронно-лучевой технологии), остаточные напряжения в покрытии уменьшаются.In addition, after applying a coating of variable thickness on a turbine blade using a process (eg, electron beam technology), the residual stresses in the coating are reduced.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133913/06A RU2259481C2 (en) | 2003-11-24 | 2003-11-24 | Turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133913/06A RU2259481C2 (en) | 2003-11-24 | 2003-11-24 | Turbine blade |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003133913A RU2003133913A (en) | 2005-05-10 |
| RU2259481C2 true RU2259481C2 (en) | 2005-08-27 |
Family
ID=35746424
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003133913/06A RU2259481C2 (en) | 2003-11-24 | 2003-11-24 | Turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2259481C2 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3394918A (en) * | 1966-04-13 | 1968-07-30 | Howmet Corp | Bimetallic airfoils |
| US4904542A (en) * | 1988-10-11 | 1990-02-27 | Midwest Research Technologies, Inc. | Multi-layer wear resistant coatings |
| US5209645A (en) * | 1988-05-06 | 1993-05-11 | Hitachi, Ltd. | Ceramics-coated heat resisting alloy member |
| RU2086775C1 (en) * | 1993-12-02 | 1997-08-10 | Яков Петрович Гохштейн | Method of heat insulation of turbine blade (versions) and device for obtaining blade profile |
| RU2088764C1 (en) * | 1993-12-02 | 1997-08-27 | Яков Петрович Гохштейн | Turbine blade |
| US6106231A (en) * | 1998-11-06 | 2000-08-22 | General Electric Company | Partially coated airfoil and method for making |
-
2003
- 2003-11-24 RU RU2003133913/06A patent/RU2259481C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3394918A (en) * | 1966-04-13 | 1968-07-30 | Howmet Corp | Bimetallic airfoils |
| US5209645A (en) * | 1988-05-06 | 1993-05-11 | Hitachi, Ltd. | Ceramics-coated heat resisting alloy member |
| US4904542A (en) * | 1988-10-11 | 1990-02-27 | Midwest Research Technologies, Inc. | Multi-layer wear resistant coatings |
| RU2086775C1 (en) * | 1993-12-02 | 1997-08-10 | Яков Петрович Гохштейн | Method of heat insulation of turbine blade (versions) and device for obtaining blade profile |
| RU2088764C1 (en) * | 1993-12-02 | 1997-08-27 | Яков Петрович Гохштейн | Turbine blade |
| US6106231A (en) * | 1998-11-06 | 2000-08-22 | General Electric Company | Partially coated airfoil and method for making |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003133913A (en) | 2005-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10767863B2 (en) | Combustor tile with monolithic inserts | |
| US8511993B2 (en) | Application of dense vertically cracked and porous thermal barrier coating to a gas turbine component | |
| JP4494444B2 (en) | Coated turbine blade | |
| US9416669B2 (en) | Turbine airfoil and method for thermal barrier coating | |
| US7328580B2 (en) | Chevron film cooled wall | |
| SE459976B (en) | METHOD FOR APPLYING A CERAMIC COAT ON A METAL SUBSTRATE | |
| US20160123156A1 (en) | Cooled component | |
| US20100074726A1 (en) | Gas turbine airfoil | |
| US20100266391A1 (en) | Mechanical attachment of ceramic or metallic foam materials | |
| US8172520B2 (en) | Turbine vane of a gas turbine | |
| CN105339593B (en) | The groove cooling of thumbpiece structure | |
| EP2546463A2 (en) | Blade outer air seal having partial coating | |
| US9995165B2 (en) | Blade outer air seal having partial coating | |
| EP3061915A1 (en) | Internal thermal coatings for engine components | |
| JP5009603B2 (en) | Gas turbine engine and gas turbine engine parts | |
| RU2259481C2 (en) | Turbine blade | |
| EP0136071A1 (en) | Varying thickness thermal barrier for combustion turbine baskets | |
| EP1561903B1 (en) | Tailored turbulation for turbine blades | |
| CA2905139C (en) | Partially coated blade | |
| US10119407B2 (en) | Tapered thermal barrier coating on convex and concave trailing edge surfaces | |
| EP2698446A2 (en) | Crack-resistant environmental barrier coatings | |
| RU2260156C2 (en) | Combustion chamber fire tube | |
| RU2568205C2 (en) | Thermoerosional coating for carbon-carbonic composite materials | |
| EP3103967B1 (en) | Blade outer air seal having partial coating |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20081125 |