Analysis of using shaped cooling holes to improve the quality of film cooling on the suction side of turbine nozzle guide vanes Анализ использования профилированных отверстий перфорации для повышения качества пленочного охлаждения спинки сопловых лопаток турбин

Numerical modeling of the thermal state of 1st stage turbine nozzle guide vane of modern gas-turbine engine in CHT formulation in ANSYS CFX 13.0 is done. The analysis of the thermal state of the basic design of the blade and influence of using of the fan-shaped cooling holes on cooling effectiveness and thermal state of the suction side is done. Using of the fan-shaped cooling holes allowed to reduce temperature of the suction side of nozzle guide vane on 25...30 C. Выполнено численное моделирование теплового состояния сопловой лопатки 1-й ступени турбины современного ГТД в сопряженной постановке в пакете ANSYS CFX 13.0. Проведен анализ теплового состояния базовой конструкции лопатки, а также влияния использования веерных отверстий перфорации на эффективность охлаждения и тепловое состояние спинки. Использование веерных отверстий перфорации позволило снизить температуру спинки сопловой лопатки на 25…30°С.