Охлаждаемая лопатка газовой турбины

 

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в газовых турбинах авиационных двигателей. Изобретение позволяет снизить гидравлические потери в охлаждаемых лопатках. На внутренних поверхностях корыта и спинки поочередно расположены выступы 4 в форме пирамиды. Вершина 7 пирамиды обращена к входной кромке 8, а основание 9 размещео между отверстиями 2. Поочередно расположенные выступы в форме пирамиды создают закрученное движение воздуха в отверстиях 2, обеспечивая снижение гидравлических потерь. 2 ил.

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано в газовых турбинах авиационных двигателей. Целью изобретения является снижение гидравлических потерь в охлаждаемых лопатках. На фиг. 1 показана предложенная лопатка, в продольном сечении; на фиг. 2 сечение А-А на фиг. 1. Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1 с отверстиями 2 в выходной кромке 3 и выступами 4 в форме пирамиды, поочередно расположенными на внутренних поверхностях корыта 5 и спинки 6. Вершина 7 пирамиды обращена к входной кромке 8, а основание 9 размещено между отверстиями 2. При работе турбины охлаждающий воздух поступает в лопатку, охлаждает ее и выбрасывается через отверстия 2 в выходной кромке 3 пера 1. При этом поочередно расположенные на внутренних поверхностях корыта 5 и спинки 6 выступы 4 в форме пирамиды создают закрученное движение воздуха в отверстиях 2, обеспечивая снижение гидравлических потерь.

Формула изобретения

ОХЛАЖДАЕМАЯ ЛОПАТКА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ, содержащая полое перо с отверстиями с выходной кромке и выступами, поочередно расположенными на внутренних поверхностях корыта и спинки, отличающаяся тем, что, с целью снижения гидравлических потерь, каждый выступ имеет форму пирамиды, вершина которой обращена к входной кромке, а основание размещено между отверстиями.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2