CH709650A2 - Rotor blade with cooling passages. - Google Patents
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Abstract
Ein Rotorblatt (20) umfasst ein Strömungsprofil (40). Das Strömungsprofil (40) umfasst Druck- und Saugseitenwände (44, 46), die sich radial auswärts von einer Plattform (42) in der Spanne von einer Wurzel (48) zu einer Spitze (50) und zwischen einer Vorderkante (52) und einer Hinterkante (54) erstrecken. Die Spitze (50) umfasst einen Spitzenboden (62), mehrere Kühlmittelauslässe (64) und eine Spitzenschiene (66) mit einem Druckseiten- und einem Saugseitenabschnitt (68, 70), die sich radial auswärts von dem Spitzenboden (62) erstrecken. Kühldurchgänge (56) sind innerhalb des Strömungsprofils (40) umgrenzt und stehen mit einem oder mehreren der Kühlmittelauslässe (64) in Strömungsverbindung. Ein Leitblech (72) erstreckt sich radial auswärts von dem, und quer über den, Spitzenboden (62) des Druckseitenabschnitts (68) zu dem Saugseitenabschnitt (70), um erste und zweite Spitzentaschen (74, 76) zu definieren. Ein Schlitz (82) ist entlang des Saugseitenabschnitts (70) der Spitzenschiene (66) angeordnet, um eine Strömungsverbindung aus den ersten oder zweiten Spitzentaschen (74, 76) bereitzustellen, wodurch der Druck innerhalb der entsprechenden Spitzentasche (74, 76) reduziert wird.A rotor blade (20) comprises a flow profile (40). The airfoil (40) includes pressure and suction sidewalls (44, 46) extending radially outward from a platform (42) in the span from a root (48) to a tip (50) and between a leading edge (52) and a front end (52) Trailing edge (54) extend. The tip (50) includes a tip bottom (62), a plurality of coolant outlets (64) and a tip rail (66) having a pressure side and a suction side portion (68, 70) extending radially outward from the tip bottom (62). Cooling passages (56) are defined within the airfoil (40) and in fluid communication with one or more of the coolant outlets (64). A baffle 72 extends radially outwardly from and across the tip bottom 62 of the pressure side section 68 to the suction side section 70 to define first and second tip pockets 74, 76. A slot (82) is disposed along the suction side portion (70) of the tip rail (66) to provide flow communication from the first or second tip pockets (74, 76), thereby reducing the pressure within the corresponding tip pocket (74, 76).
Description
GEBIET DER ERFINDUNGFIELD OF THE INVENTION
[0001] Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein ein Rotorblatt für eine Turbine. Insbesondere diese betrifft Erfindung ein Rotorblatt mit einer Spitze, die dafür ausgebildet ist, eine Kühlmittelströmung durch das Rotorblatt zu optimieren. The present invention generally relates to a rotor blade for a turbine. In particular, this invention relates to a rotor blade having a tip adapted to optimize coolant flow through the rotor blade.
HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION
[0002] In einer Luft ansaugenden Turbomaschine (zum Beispiel einer Gasturbine) wird Luft durch einen Verdichter unter Druck gesetzt und dann mit Brennstoff vermischt und innerhalb einer ringförmigen Gruppierung von Brennkammern entzündet, um heisse Verbrennungsgase zu erzeugen. Die heissen Gase strömen von jeder Brennkammer durch ein Übergangsstück, um entlang eines ringförmigen Heissgaspfades zu strömen. Turbinenstufen sind in der Regel entlang des Heissgaspfades dergestalt angeordnet, dass die heissen Gase über Erststufendüsen und Rotorblätter und über die Düsen und Rotorblätter anschliessender Turbinenstufen strömen. Die Rotorblätter können an mehreren Rotorscheiben befestigt werden, die mit einer Turbinenrotorwelle gekoppelt sind, wobei jede Rotorscheibe an der Rotorwelle montiert ist. In an air-aspirating turbomachine (for example, a gas turbine), air is pressurized by a compressor and then mixed with fuel and ignited within an annular array of combustion chambers to produce hot combustion gases. The hot gases flow from each combustion chamber through a transition piece to flow along an annular hot gas path. Turbine stages are generally arranged along the hot gas path such that the hot gases flow via first-stage nozzles and rotor blades and via the nozzles and rotor blades of subsequent turbine stages. The rotor blades may be attached to a plurality of rotor disks coupled to a turbine rotor shaft, each rotor disk mounted to the rotor shaft.
[0003] Ein Rotorblatt umfasst allgemein ein Strömungsprofil, das sich radial auswärts von einer im Wesentlichen planaren Plattform erstreckt, und einen Montageabschnitt, der sich radial einwärts von der Plattform erstreckt, zum Befestigen des Rotorblattes an einer der Rotorscheiben. Eine Spitze des Strömungsprofils ist in der Regel radial einwärts von einer ortsfesten Hülle oder Abdichtung der Turbine dergestalt beabstandet, dass eine kleine lichte Lücke zwischen der Spitze und der Hülle definiert wird. Mehrere Kühldurchgänge sind innerhalb des Strömungsprofils definiert, um ein Kühlmittel, wie zum Beispiel verdichtete Luft, durch das Strömungsprofil zu leiten. In bestimmten Konfigurationen sind mehrere Kühlmittelauslässe entlang der Spitze definiert, um das Kühlmittel aus den Kühldurchgängen an der Spitze herauszuführen. A rotor blade generally includes an airfoil that extends radially outward from a substantially planar platform, and a mounting portion that extends radially inwardly from the platform for attaching the rotor blade to one of the rotor disks. A tip of the airfoil is typically spaced radially inwardly from a stationary shell or seal of the turbine such that a small clear gap is defined between the tip and the shell. Multiple cooling passages are defined within the airfoil for directing a coolant, such as compressed air, through the airfoil. In certain configurations, multiple coolant outlets are defined along the tip to direct the coolant out of the cooling passages at the tip.
[0004] Der Kühlmittelström durch die Kühldurchgänge wird in erster Linie durch eine Druckdifferenz angetrieben, die zwischen einem Zufuhrdruck des Kühlmittels und einem statischen Druck definiert wird, der in der Regel an der Spitze des Strömungsprofils bei den, oder knapp stromabwärts von den, Kühlmittelauslässen definiert wird. Wenn der Zufuhrdruck zu gering ist, zum Beispiel aufgrund der aerodynamischen Beladungsoptimierung, einer Verringerung der Betriebsdrehzahl und/oder einer Änderung der Turbinenlastanforderungen, so wird ein niedrigerer oder verringerter statischer Druck benötigt, um dem Kühlströmungsbedarf gerecht zu werden. Daher wäre eine verbesserte Gestaltung der Rotorblattspitze von Nutzen, die einen niedrigeren oder verringerten statischen Druck an der Spitze erzeugt, um die Kühlmittelströmung durch das Strömungsprofil zu verstärken oder zu optimieren. The coolant flow through the cooling passages is driven primarily by a pressure differential defined between a supply pressure of the coolant and a static pressure, which is typically defined at the tip of the airfoil at, or just downstream of, the coolant outlets becomes. If the supply pressure is too low, for example due to aerodynamic loading optimization, a reduction in operating speed and / or a change in turbine load requirements, a lower or reduced static pressure is needed to meet the cooling flow requirement. Therefore, an improved rotor blade tip design would be beneficial which produces lower or reduced tip static pressure to enhance or optimize coolant flow through the airfoil.
KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGBRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION
[0005] Aspekte und Vorteile der Erfindung werden nachstehend in der folgenden Beschreibung dargelegt oder können aus der Beschreibung ersichtlich werden oder können bei der Praktizierung der Erfindung in Erfahrung gebracht werden. Aspects and advantages of the invention will be set forth below in the description which follows, or may be obvious from the description, or may be learned by practice of the invention.
[0006] Eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Rotorblatt, das ein Strömungsprofil aufweist. Das Strömungsprofil umfasst Druck- und Saugseitenwände, die sich radial auswärts von einer Plattform in der Spanne von einer Wurzel bis zu einer Spitze und in der Sehne zwischen einer Vorderkante und einer Hinterkante erstrecken. Die Spitze umfasst einen Spitzenboden und mehrere Kühlmittelauslässe, die entlang des Spitzenbodens angeordnet sind. Die Spitze umfasst des Weiteren eine Spitzenschiene, die sich radial auswärts von dem Spitzenboden erstreckt. Die Spitzenschiene hat einen Druckseitenabschnitt und einen Saugseitenabschnitt, die an der Vorderkante und der Hinterkante miteinander verbunden sind. Mehrere Kühldurchgänge sind innerhalb des Strömungsprofils umgrenzt, um ein Kühlmittel dort hindurch zu leiten. Jeder oder mindestens einige der Kühldurchgänge stehen mit einem oder mehreren der Kühlmittelauslässe in Strömungsverbindung. Ein Leitblech erstreckt sich radial auswärts von dem, und quer über den, Spitzenboden von dem Druckseitenabschnitt zu dem Saugseitenabschnitt, um eine erste Spitzentasche und eine zweite Spitzentasche zu definieren. Ein Schlitz ist entlang des Saugseitenabschnitts der Spitzenschiene angeordnet und bildet eine Strömungsverbindung aus einer der ersten oder zweiten Spitzentaschen. An embodiment of the present invention is a rotor blade having a flow profile. The airfoil includes pressure and suction sidewalls extending radially outward from a platform in the span from a root to a tip and in the chord between a leading edge and a trailing edge. The tip includes a tip bottom and a plurality of coolant outlets disposed along the tip bottom. The tip further includes a tip rail extending radially outward from the tip bottom. The tip rail has a pressure side portion and a suction side portion which are connected to each other at the leading edge and the trailing edge. Multiple cooling passages are defined within the airfoil to direct coolant therethrough. Each or at least some of the cooling passages are in fluid communication with one or more of the coolant outlets. A baffle extends radially outwardly from and across the tip bottom from the pressure side portion to the suction side portion to define a first tip pocket and a second tip pocket. A slot is disposed along the suction side portion of the tip rail and forms a flow connection from one of the first or second tip pockets.
[0007] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass sich der Schlitz radial auswärts von dem Spitzenboden erstreckt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for the slot to extend radially outwardly from the top tray.
[0008] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass mindestens einer der Kühlmittelauslässe entlang des Spitzenbodens innerhalb der ersten Spitzentasche angeordnet ist. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for at least one of the coolant outlets to be arranged along the tip bottom within the first tip pocket.
[0009] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass mindestens einer der Kühlmittelauslässe entlang des Spitzenbodens innerhalb der zweiten Spitzentasche angeordnet ist. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for at least one of the coolant outlets to be arranged along the tip bottom within the second tip pocket.
[0010] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das Rotorblatt des Weiteren eine Öffnung umfasst, die in dem Leitblech ausgebildet ist, wobei die Öffnung eine Strömungsverbindung zwischen der ersten Spitzentasche und der zweiten Spitzentasche herstellt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for the rotor blade to further include an opening formed in the baffle, the opening providing flow communication between the first tip pocket and the second tip pocket.
[0011] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das Leitblech dafür ausgebildet ist, es einem Teil des Kühlmittels zu ermöglichen, über einen oberen Abschnitt des Leitblechs in eine benachbarte Spitzentasche zu strömen. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous that the baffle is adapted to allow a portion of the coolant to flow over an upper portion of the baffle into an adjacent tip pocket.
[0012] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das Rotorblatt des Weiteren ein sekundäres Leitblech umfasst, das sich radial auswärts von dem, und über den, Spitzenboden des Druckseitenabschnitts zu dem Saugseitenabschnitt erstreckt, um eine dritte Spitzentasche zu definieren. In any of the embodiments discussed above, it may be advantageous for the rotor blade to further include a secondary baffle extending radially outwardly from and over the tip bottom of the pressure side section to the suction side section to define a third tip pocket.
[0013] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das Rotorblatt des Weiteren einen Schlitz umfasst, der entlang des Saugseitenabschnitts der Spitzenschiene angeordnet ist, wobei der Schlitz eine Strömungsverbindung aus der dritten Spitzentasche heraus erlaubt. In each embodiment discussed above, it may be advantageous that the rotor blade further includes a slot disposed along the suction side portion of the tip rail, the slot allowing fluid communication out of the third tip pocket.
[0014] Eine weitere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein System zum Verstärken der Kühlmittelströmung durch ein Rotorblatt. Das System umfasst eine Kühlmittelquelle zum Zuführen eines unter Druck stehenden Kühlmittels zu einem Kühldurchgangseinlass, der entlang des Rotorblattes ausgebildet ist. Das Rotorblatt umfasst einen Montageabschnitt, der einen Montagekörper umfasst. Der Montagekörper kann mit einer Rotorwelle verbunden sein. Mindestens einer der Kühldurchgangseinlässe wird durch den Montagekörper gebildet. Ein Strömungsprofil erstreckt sich radial auswärts von dem Montageabschnitt und umfasst Druck- und Saugseitenwände, die sich radial auswärts von einer Plattform in der Spanne von einer Wurzel zu einer Spitze und in der Sehne zwischen einer Vorderkante und einer Hinterkante erstrecken. Die Spitze umfasst einen Spitzenboden und mehrere Kühlmittelauslässe, die entlang des Spitzenbodens angeordnet sind. Die Spitze umfasst des Weiteren eine Spitzenschiene, die sich radial auswärts von dem Spitzenboden erstreckt. Die Spitzenschiene umfasst einen Druckseitenabschnitt und einen Saugseitenabschnitt, die an der Vorderkante und der Hinterkante miteinander verbunden sind. Mehrere Kühldurchgänge sind innerhalb des Strömungsprofils umgrenzt, um ein Kühlmittel dort hindurch zu leiten. Jeder Kühldurchgang steht mit einem oder mehreren der Kühlmitteleinlässe in Strömungsverbindung. Ein Leitblech erstreckt sich radial auswärts von dem, und quer über den, Spitzenboden des Druckseitenabschnitts zu dem Saugseitenabschnitt, um eine erste Spitzentasche und eine zweite Spitzentasche zu definieren. Ein Schlitz ist entlang des Saugseitenabschnitts der Spitzenschiene angeordnet und sorgt für eine Strömungsverbindung aus der ersten oder der zweiten Spitzentasche. Another embodiment of the present invention is a system for enhancing coolant flow through a rotor blade. The system includes a coolant source for supplying a pressurized coolant to a cooling passage inlet formed along the rotor blade. The rotor blade includes a mounting portion that includes a mounting body. The mounting body may be connected to a rotor shaft. At least one of the cooling passage inlets is formed by the mounting body. An airfoil extends radially outward from the mounting portion and includes pressure and suction sidewalls extending radially outward from a platform in the span from a root to a tip and in the chord between a leading edge and a trailing edge. The tip includes a tip bottom and a plurality of coolant outlets disposed along the tip bottom. The tip further includes a tip rail extending radially outward from the tip bottom. The tip rail includes a pressure side portion and a suction side portion which are connected to each other at the leading edge and the trailing edge. Multiple cooling passages are defined within the airfoil to direct coolant therethrough. Each cooling passage is in fluid communication with one or more of the coolant inlets. A baffle extends radially outwardly from and across the tip bottom of the pressure side portion to the suction side portion to define a first tip pocket and a second tip pocket. A slot is disposed along the suction side portion of the tip rail and provides flow communication from the first or second tip pocket.
[0015] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass sich der Schlitz radial auswärts von dem Spitzenboden erstreckt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for the slot to extend radially outward from the top tray.
[0016] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass mindestens ein Kühlmittelauslass entlang des Spitzenbodens innerhalb der ersten Spitzentasche angeordnet ist und mindestens ein Kühlmittelauslass entlang des Spitzenbodens innerhalb der zweiten Spitzentasche angeordnet ist, und des Weiteren eine Kühlmittelöffnung umfasst, die in dem Leitblech ausgebildet ist, wobei die Kühlmittelöffnung eine Strömungsverbindung zwischen der ersten Spitzentasche und der zweiten Spitzentasche herstellt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for at least one coolant outlet to be arranged along the tip bottom within the first tip pocket and for at least one coolant outlet to be arranged along the tip base within the second tip pocket, and further comprising a coolant port formed in the baffle, the coolant port providing flow communication between the first tip pocket and the second tip pocket.
[0017] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das Leitblech dafür ausgebildet ist, es einem Teil des Kühlmittels zu ermöglichen, über einen oberen Abschnitt des Leitblechs in eine benachbarte Spitzentasche zu strömen. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous that the baffle is adapted to allow a portion of the coolant to flow over an upper portion of the baffle into an adjacent tip pocket.
[0018] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das System des Weiteren ein sekundäres Leitblech umfasst, das sich radial auswärts von dem, und über den, Spitzenboden des Druckseitenabschnitts zu dem Saugseitenabschnitt erstreckt, um eine dritte Spitzentasche zu definieren. In each embodiment discussed above, it may be advantageous for the system to further include a secondary baffle extending radially outwardly from and over the tip bottom of the pressure side portion to the suction side portion to define a third tip pocket.
[0019] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das System des Weiteren einen sekundären Schlitz umfasst, der entlang des Saugseitenabschnitts der Spitzenschiene angeordnet ist, wobei der sekundäre Schlitz eine Strömungsverbindung aus der dritten Spitzentasche heraus erlaubt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for the system to further include a secondary slot disposed along the suction side portion of the tip rail, the secondary slot allowing fluid communication out of the third tip pocket.
[0020] Eine weitere Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist eine Gasturbine. Die Gasturbine umfasst einen Verdichter, eine Brennkammer, der stromabwärts des Verdichters angeordnet ist, und eine Turbine, die stromabwärts de Brennkammer angeordnet ist. Die Turbine umfasst eine Rotorwelle, die sich axial durch die Turbine erstreckt. Ein Aussengehäuse umgibt umfänglich die Rotorwelle, um dazwischen einen Heissgaspfad zu definieren. Mehrere Rotorblätter sind mit der Rotorwelle verbunden, die zusammen eine Stufe von Rotorblättern definieren. Jedes Rotorblatt umfasst einen Montageabschnitt, der einen Montagekörper umfasst. Der Montagekörper kann mit einer Rotorwelle verbunden sein, und mindestens einer der Kühldurchgangseinlässe ist in dem Montagekörper ausgebildet. Das Rotorblatt umfasst des Weiteren ein Strömungsprofil, das mit dem Montageabschnitt gekoppelt ist und das Druck- und Saugseitenwände umfasst, die sich radial auswärts von einer Plattform in der Spanne von einer Wurzel zu einer Spitze und in der Sehne zwischen einer Vorderkante und einer Hinterkante erstrecken. Die Spitze umfasst einen Spitzenboden und mehrere Kühlmittelauslässe, die entlang des Spitzenbodens angeordnet sind. Die Spitze umfasst des Weiteren eine Spitzenschiene, die sich radial auswärts von dem Spitzenboden erstreckt. Die Spitzenschiene umfasst einen Druckseitenabschnitt und einen Saugseitenabschnitt, die an der Vorderkante und der Hinterkante miteinander verbunden sind. Mehrere Kühldurchgänge sind innerhalb des Strömungsprofils umgrenzt, um ein Kühlmittel durch das Strömungsprofil zu leiten. Jeder Kühldurchgang steht mit einem oder mehreren der Kühlmitteleinlässe in Strömungsverbindung. Ein Leitblech erstreckt sich radial auswärts von dem, und quer über den, Spitzenboden des Druckseitenabschnitts zu dem Saugseitenabschnitt, um eine erste Spitzentasche und eine zweite Spitzentasche zu definieren. Mindestens ein Kühlmittelauslass ist entlang des Spitzenbodens innerhalb der ersten Spitzentasche angeordnet, und mindestens ein Kühlmittelauslass ist entlang des Spitzenbodens innerhalb der zweiten Spitzentasche angeordnet. Ein Schlitz ist entlang des Saugseitenabschnitts der Spitzenschiene angeordnet und sorgt für eine Strömungsverbindung aus der ersten oder der zweiten Spitzentasche. Another embodiment of the present invention is a gas turbine. The gas turbine includes a compressor, a combustion chamber disposed downstream of the compressor, and a turbine disposed downstream of the combustion chamber. The turbine includes a rotor shaft that extends axially through the turbine. An outer housing circumferentially surrounds the rotor shaft to define a hot gas path therebetween. Several rotor blades are connected to the rotor shaft, which together define a step of rotor blades. Each rotor blade comprises a mounting portion comprising a mounting body. The mounting body may be connected to a rotor shaft, and at least one of the cooling passage inlets is formed in the mounting body. The rotor blade further includes a flow profile coupled to the mounting portion and including pressure and suction sidewalls extending radially outward from a platform in the span from a root to a tip and in the chord between a leading edge and a trailing edge. The tip includes a tip bottom and a plurality of coolant outlets disposed along the tip bottom. The tip further includes a tip rail extending radially outward from the tip bottom. The tip rail includes a pressure side portion and a suction side portion which are connected to each other at the leading edge and the trailing edge. Multiple cooling passages are defined within the airfoil to direct coolant through the airfoil. Each cooling passage is in fluid communication with one or more of the coolant inlets. A baffle extends radially outwardly from and across the tip bottom of the pressure side portion to the suction side portion to define a first tip pocket and a second tip pocket. At least one coolant outlet is disposed along the tip bottom within the first tip pocket, and at least one coolant outlet is disposed along the tip bottom within the second tip pocket. A slot is disposed along the suction side portion of the tip rail and provides flow communication from the first or second tip pocket.
[0021] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass sich der Schlitz radial auswärts von dem Spitzenboden erstreckt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for the slot to extend radially outward from the tip bottom.
[0022] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass die Gasturbine des Weiteren einen Schlitz umfasst, der in dem Leitblech ausgebildet ist, wobei der Schlitz eine Strömungsverbindung zwischen der ersten Spitzentasche und der zweiten Spitzentasche herstellt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous for the gas turbine to further include a slot formed in the baffle, the slot providing fluid communication between the first tip pocket and the second tip pocket.
[0023] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass das Leitblech so bemessen ist, dass es einem Teil des Kühlmittels ermöglicht wird, über einen oberen Abschnitt des Leitblechs in eine benachbarte Spitzentasche zu strömen. In any of the embodiments discussed above, it may be advantageous for the baffle to be sized to allow a portion of the coolant to flow over an upper portion of the baffle into an adjacent tip pocket.
[0024] In jeder oben angesprochenen Ausführungsform kann es von Vorteil sein, dass die Gasturbine des Weiteren ein sekundäres Leitblech umfasst, das sich radial auswärts von dem, und über den, Spitzenboden des Druckseitenabschnitts zu dem Saugseitenabschnitt erstreckt, um eine dritte Spitzentasche zu definieren, wobei ein sekundärer Schlitz entlang des Saugseitenabschnitts der Spitzenschiene angeordnet ist, wobei der sekundäre Schlitz eine Strömungsverbindung aus der dritten Spitzentasche heraus erlaubt. In any of the above-mentioned embodiments, it may be advantageous that the gas turbine further comprises a secondary baffle extending radially outward from and over the tip bottom of the pressure side section to the suction side section to define a third tip pocket. wherein a secondary slot is disposed along the suction side portion of the tip rail, the secondary slot allowing fluid communication out of the third tip pocket.
[0025] Der Durchschnittsfachmann weiss die Merkmale und Aspekte solcher Ausführungsformen (sowie weitere Merkmale und Aspekte) anhand des Studiums der Spezifikation besser zu würdigen. One of ordinary skill in the art will appreciate better the features and aspects of such embodiments (as well as other features and aspects) based on the study of the specification.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
[0026] Eine vollständige und ihre Praktizierung ermöglichende Offenbarung der vorliegenden Erfindung, einschliesslich der besten Art ihrer Realisierung, für den Fachmann wird im restlichen Teil der Spezifikation unter Bezug auf die beiliegenden Figuren ausführlicher dargelegt. In diesen Figuren ist Folgendes zu sehen: <tb>Fig. 1<SEP>veranschaulicht ein Funktionsschaubild einer beispielhaften Gasturbine, die mindestens eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfassen kann; <tb>Fig. 2<SEP>ist eine perspektivische Ansicht eines beispielhaften Rotorblattes, die verschiedene Ausführungsformen der vorliegenden Offenbarung umfassen kann; <tb>Fig. 3<SEP>ist eine vergrösserte perspektivische Ansicht einer Spitze eines beispielhaften Rotorblattes gemäss mindestens einer Ausführungsform der Erfindung; <tb>Fig. 4<SEP>ist eine vergrösserte Draufsicht der beispielhaften Rotorblattspitze, wie in Fig. 3 gezeigt; <tb>Fig. 5<SEP>ist eine vergrösserte perspektivische Ansicht eines beispielhaften Rotorblattes gemäss mindestens einer Ausführungsform der Erfindung; <tb>Fig. 6<SEP>ist eine vergrösserte perspektivische Ansicht eines beispielhaften Rotorblattes gemäss mindestens einer Ausführungsform der Erfindung; <tb>Fig. 7<SEP>ist eine vergrösserte perspektivische Ansicht eines beispielhaften Rotorblattes gemäss mindestens einer Ausführungsform der Erfindung; und <tb>Fig. 8<SEP>ist eine vergrösserte perspektivische Ansicht eines beispielhaften Rotorblattes gemäss mindestens einer Ausführungsform der Erfindung.A full and practice-enabling disclosure of the present invention, including the best mode for its realization, to those skilled in the art is set forth in more detail in the remainder of the specification with reference to the accompanying figures. In these figures, the following can be seen: <Tb> FIG. 1 <SEP> illustrates a functional diagram of an exemplary gas turbine that may include at least one embodiment of the present invention; <Tb> FIG. 2 <SEP> is a perspective view of an exemplary rotor blade that may include various embodiments of the present disclosure; <Tb> FIG. 3 <SEP> is an enlarged perspective view of a tip of an exemplary rotor blade according to at least one embodiment of the invention; <Tb> FIG. FIG. 4 is an enlarged plan view of the exemplary rotor blade tip as shown in FIG. 3; FIG. <Tb> FIG. FIG. 5 is an enlarged perspective view of an exemplary rotor blade according to at least one embodiment of the invention; FIG. <Tb> FIG. FIG. 6 is an enlarged perspective view of an exemplary rotor blade according to at least one embodiment of the invention; FIG. <Tb> FIG. FIG. 7 is an enlarged perspective view of an exemplary rotor blade according to at least one embodiment of the invention; FIG. and <Tb> FIG. FIG. 8 is an enlarged perspective view of an exemplary rotor blade according to at least one embodiment of the invention. FIG.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
[0027] Wir gehen nun im Detail auf vorliegende Ausführungsformen der Erfindung ein, von denen ein oder mehrere Beispiele in den beiliegenden Zeichnungen veranschaulicht sind. Die detaillierte Beschreibung verwendet Zahlen und Buchstaben zum Bezeichnen der Merkmale in den Zeichnungen. Gleiche oder ähnliche Bezeichnungen in den Zeichnungen und in der Beschreibung wurden zum Bezeichnen gleicher oder ähnlicher Teile der Erfindung verwendet. Im Sinne des vorliegenden Textes können die Begriffe «erster», «zweiter» und «dritter» austauschbar verwendet werden, um eine Komponente von einer anderen zu unterscheiden, und sollen weder Position noch Wichtigkeit der einzelnen Komponenten bezeichnen. Darüber hinaus beziehen sich die Begriffe «stromaufwärts» und «stromabwärts» auf die relative Position von Komponenten in einem Fluidströmungsweg. Zum Beispiel meint «stromaufwärts» die Richtung, aus der das Fluid strömt, und «stromabwärts» meint die Richtung, in die das Fluid strömt. Der Begriff «radial» meint die relative Richtung, die im Wesentlichen senkrecht zu einer axialen Mittellinie einer bestimmten Komponente verläuft, und der Begriff «axial» meint die relative Richtung, die im Wesentlichen parallel und/oder koaxial auf eine axiale Mittellinie einer bestimmten Komponente ausgerichtete ist. [0027] We will now discuss in detail present embodiments of the invention, one or more examples of which are illustrated in the accompanying drawings. The detailed description uses numbers and letters to indicate features in the drawings. Like or similar terms in the drawings and the description have been used to designate the same or similar parts of the invention. As used herein, the terms "first," "second," and "third" may be used interchangeably to distinguish one component from another, and are not meant to indicate the position or importance of the individual components. In addition, the terms "upstream" and "downstream" refer to the relative position of components in a fluid flow path. For example, "upstream" means the direction from which the fluid flows, and "downstream" means the direction in which the fluid flows. The term "radial" means the relative direction that is substantially perpendicular to an axial centerline of a particular component, and the term "axial" means the relative direction that is substantially parallel and / or coaxial with an axial centerline of a particular component is.
[0028] Jedes Beispiel dient lediglich der Erläuterung der Erfindung und nicht ihrer Einschränkung. Dem Fachmann ist klar, dass Modifizierungen und Variationen an der vorliegenden Erfindung vorgenommen werden können, ohne von ihrem Schutzumfang oder Wesen abzuweichen. Zum Beispiel können Merkmale, die als Teil einer Ausführungsform veranschaulicht oder beschrieben sind, in einer anderen Ausführungsform verwendet werden, um eine weitere Ausführungsform zu erhalten. Somit ist es beabsichtigt, dass die vorliegende Erfindung alle Modifizierungen und Variationen erfasst, die in den Schutzumfang der beiliegenden Ansprüche und ihrer Äquivalente fallen. Obgleich eine industrielle oder landgestützte Gasturbine im vorliegenden Text beschrieben und gezeigt ist, ist die vorliegende Erfindung, wie im vorliegenden Text gezeigt und beschrieben, nicht auf eine landgestützte und/oder industrielle Gasturbine beschränkt, sofern in den Ansprüchen nicht etwas anderes ausgesagt wird. Zum Beispiel kann die Erfindung, wie im vorliegenden Text beschrieben, in jeder Art von Turbine verwendet werden, einschliesslich beispielsweise einer Dampfturbine, eine Fluggasturbine oder eine Schiffsgasturbine. Each example is merely illustrative of the invention and not of limitation. It will be apparent to those skilled in the art that modifications and variations can be made to the present invention without departing from its scope or spirit. For example, features that are illustrated or described as part of one embodiment may be used in another embodiment to obtain a further embodiment. Thus, it is intended that the present invention cover all modifications and variations that fall within the scope of the appended claims and their equivalents. Although an industrial or land based gas turbine is described and shown herein, as shown and described herein, the present invention is not limited to a land-based and / or industrial gas turbine unless otherwise specified in the claims. For example, as described herein, the invention may be used in any type of turbine, including, for example, a steam turbine, an aircraft gas turbine, or a marine gas turbine.
[0029] Wir wenden uns nun den Zeichnungen zu. Fig. 1 veranschaulicht ein Schaubild einer Ausführungsform einer Gasturbine 10. Die Gasturbine 10 umfasst allgemein eine Einlasssektion 12, eine Verdichtersektion 14, die stromabwärts der Einlasssektion 12 angeordnet ist, mehrere (nicht gezeigte) Brennkammern innerhalb einer Brennkammersektion 16, die stromabwärts der Verdichtersektion 14 angeordnet ist, eine Turbinensektion 18, die stromabwärts der Brennkammersektion 16 angeordnet ist, und eine Auslasssektion 20, die stromabwärts der Turbinensektion 18 angeordnet ist. Ausserdem kann die Gasturbine 10 eine oder mehrere Wellen 22 umfassen, die zwischen der Verdichtersektion 14 und der Turbinensektion 18 gekoppelt sind. We now turn to the drawings. 1 illustrates a diagram of one embodiment of a gas turbine engine 10. The gas turbine engine 10 generally includes an inlet section 12, a compressor section 14 located downstream of the inlet section 12, a plurality of combustors (not shown) within a combustor section 16 located downstream of the compressor section 14 is a turbine section 18 disposed downstream of the combustor section 16 and an outlet section 20 disposed downstream of the turbine section 18. In addition, the gas turbine 10 may include one or more shafts 22 coupled between the compressor section 14 and the turbine section 18.
[0030] Die Turbinensektion 18 kann allgemein eine Rotorwelle 24 mit mehreren Rotorscheiben 26 (von denen eine gezeigt ist) und mehrere Rotorblätter 28 umfassen, die sich radial auswärts von jeder Rotorscheibe 26 erstrecken und mit jeder von ihnen verbunden sind. Jede Rotorscheibe 26 wiederum kann mit einem Abschnitt der Rotorwelle 24 gekoppelt sein, der sich durch die Turbinensektion 18 erstreckt. Die Turbinensektion 18 umfasst des Weiteren ein Aussengehäuse 30, das die Rotorwelle 24 und die Rotorblätter 28 umfänglich umgibt, wodurch mindestens teilweise ein Heissgaspfad 32 durch die Turbinensektion 18 hindurch definiert wird. The turbine section 18 may generally include a rotor shaft 24 having a plurality of rotor disks 26 (one shown) and a plurality of rotor blades 28 extending radially outwardly from each rotor disk 26 and connected to each of them. Each rotor disk 26 in turn may be coupled to a portion of the rotor shaft 24 that extends through the turbine section 18. The turbine section 18 further includes an outer housing 30 circumferentially surrounding the rotor shaft 24 and the rotor blades 28, thereby at least partially defining a hot gas path 32 through the turbine section 18.
[0031] Während des Betriebes strömt ein Arbeitsfluid wie zum Beispiel Luft durch die Einlasssektion 12 und in die Verdichtersektion 14, wo die Luft allmählich verdichtet wird, wodurch Druckluft zu den Brennkammern der Verbrennungssektion 16 geleitet wird. Die Druckluft wird mit Brennstoff vermischt und innerhalb jeder Brennkammer verbrannt, um heisse Verbrennungsgase 34 zu erzeugen. Die heissen Verbrennungsgase 34 strömen durch den Heissgaspfad 32 der Brennkammersektion 16 zu der Turbinensektion 18, wobei (kinetische und/oder thermische) Energie von den heissen Gasen 34 zu den Rotorblättern 28 übertragen wird, so dass die Rotorwelle 24 in Drehung versetzt wird. Die mechanische Rotationsenergie kann dann dafür verwendet werden, die Verdichtersektion 14 anzutreiben und Elektrizität zu erzeugen. Die heissen Verbrennungsgase 34, die die Turbinensektion 18 verlassen, können dann aus der Gasturbine 10 über die Auslasssektion 20 abgelassen werden. During operation, a working fluid, such as air, flows through the inlet section 12 and into the compressor section 14, where the air is gradually compressed, forcing compressed air to the combustion chambers of the combustion section 16. The compressed air is mixed with fuel and combusted within each combustion chamber to produce hot combustion gases 34. The hot combustion gases 34 flow through the hot gas path 32 of the combustor section 16 to the turbine section 18, where (kinetic and / or thermal) energy is transferred from the hot gases 34 to the rotor blades 28, so that the rotor shaft 24 is rotated. The mechanical rotational energy may then be used to drive the compressor section 14 and generate electricity. The hot combustion gases 34 leaving the turbine section 18 may then be drained from the gas turbine 10 via the exhaust section 20.
[0032] Fig. 2 ist eine perspektivische Ansicht eines beispielhaften Rotorblattes 28, das eine oder mehrere Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung umfassen kann. Wie in Fig. 2 gezeigt, umfasst das Rotorblatt 28 allgemein einen Montage- oder Schaftabschnitt 36 mit einem Montagekörper 38 und einem Strömungsprofil 40, das sich im Wesentlichen radial auswärts von einer im Wesentlichen planaren Plattform 42 erstreckt. Die Plattform 42 dient allgemein als die radial einwärtige Grenze für die heissen Verbrennungsgase 34, die durch den Heissgaspfad 32 der Turbinensektion 18 strömen (Fig. 1 ). Wie in Fig. 2 gezeigt, kann sich der Montagekörper 38 des Montage- oder Schaftabschnitts 36 radial einwärts von der Plattform 42 erstrecken und kann eine Wurzelstruktur, wie zum Beispiel einen Schwalbenschwanz, umfassen, die dafür ausgebildet ist, das Rotorblatt 28 mit der Rotorscheibe 26 zu verbinden oder daran zu befestigen (Fig. 1 ). FIG. 2 is a perspective view of an exemplary rotor blade 28 that may include one or more embodiments of the present invention. As shown in FIG. 2, the rotor blade 28 generally includes a mounting or shank portion 36 having a mounting body 38 and an airfoil 40 extending substantially radially outward from a substantially planar platform 42. The platform 42 generally serves as the radially inward boundary for the hot combustion gases 34 flowing through the hot gas path 32 of the turbine section 18 (FIG. 1). As shown in FIG. 2, the mounting body 38 of the mounting or shank portion 36 may extend radially inward from the platform 42 and may include a root structure, such as a dovetail, configured to engage the rotor blade 28 with the rotor disk 26 to connect or to attach (Fig. 1).
[0033] Das Strömungsprofil 40 umfasst eine Druckseitenwand 44 und eine gegenüberliegende Saugseitenwand 46. Die Druckseitenwand 44 und die Saugseitenwand 46 erstrecken sich im Wesentlichen radial auswärts von der Plattform 42 in der Spanne von einer Wurzel 48 des Strömungsprofils 40, die an einer Kreuzung zwischen dem Strömungsprofil 40 und der Plattform 42 und einer Spitze 50 des Strömungsprofils 40 definiert sein kann. Die Druckseitenwand 44 und die Saugseitenwand 46 erstrecken sich in der Sehne zwischen einer Vorderkante 52 und einer Hinterkante 54 des Strömungsprofils 40. Die Druckseitenwand 44 umfasst allgemein eine aerodynamische, konkave Aussenfläche des Strömungsprofils 40. Gleichermassen kann die Saugseitenwand 46 allgemein eine aerodynamische, konvexe Aussenfläche des Strömungsprofils 40 definieren. Die Spitze 50 ist radial gegenüber der Wurzel angeordnet. Daher kann die Spitze 50 allgemein den radial äussersten Abschnitt des Rotorblattes 28 definieren und kann auf diese Weise dafür ausgebildet sein, neben einer ortsfesten Hülle oder Abdichtung (nicht gezeigt) der Gasturbine 10 positioniert zu werden. The airfoil 40 includes a pressure sidewall 44 and an opposing suction sidewall 46. The pressure sidewall 44 and suction sidewall 46 extend substantially radially outwardly from the platform 42 in the span from a root 48 of the airfoil 40 which is at an intersection between the airfoil 42 Flow profile 40 and the platform 42 and a tip 50 of the airfoil 40 may be defined. The pressure sidewall 44 and the suction sidewall 46 extend in the chord between a leading edge 52 and a trailing edge 54 of the airfoil 40. The pressure sidewall 44 generally includes an aerodynamic concave outer surface of the airfoil 40. Similarly, the suction sidewall 46 may generally have an aerodynamic convex outer surface Define flow profile 40. The tip 50 is located radially opposite the root. Thus, the tip 50 may generally define the radially outermost portion of the rotor blade 28, and thus may be configured to be positioned adjacent a stationary shell or seal (not shown) of the gas turbine engine 10.
[0034] Wie in Fig. 2 gezeigt, sind mehrere Kühldurchgänge 56 (in Strichlinien in Fig. 2 gezeigt) innerhalb des Strömungsprofils 40 umgrenzt, um ein Kühlmittel 58 durch das Strömungsprofil 40 zwischen der Druckseitenwand 44 und der Saugseitenwand 46 zu leiten, so dass diese konvektionsgekühlt werden. Das Kühlmittel 58 kann einen Teil der verdichteten Luft von der Verdichtersektion 14 (Fig. 1 ) und/ oder Dampf oder ein sonstiges geeignetes Fluid oder Gas zum Kühlen des Strömungsprofils 40 enthalten. Ein oder mehrere Kühldurchgangseinlässe 60 sind entlang des Rotorblattes 28 angeordnet. In einer Ausführungsform werden ein oder mehrere Kühldurchgangseinlässe 60 innerhalb des Montagekörpers 38, entlang des Montagekörpers 38 oder durch den Montagekörper 38 gebildet. Die Kühldurchgangseinlässe 60 stehen mit mindestens einem entsprechenden Kühldurchgang 56 in Strömungsverbindung. As shown in FIG. 2, a plurality of cooling passages 56 (shown in phantom in FIG. 2) are bounded within the airfoil 40 to direct a coolant 58 through the airfoil 40 between the pressure sidewall 44 and the suction sidewall 46, so that these are convection cooled. The coolant 58 may include a portion of the compressed air from the compressor section 14 (FIG. 1) and / or steam or other suitable fluid or gas for cooling the airfoil 40. One or more cooling passage inlets 60 are disposed along the rotor blade 28. In one embodiment, one or more cooling passage inlets 60 are formed within the mounting body 38, along the mounting body 38, or through the mounting body 38. The cooling passage inlets 60 are in fluid communication with at least one respective cooling passage 56.
[0035] Fig. 3 ist eine vergrösserte perspektivische Ansicht der Spitze 50 des Strömungsprofils 40, wie in Fig. 2 gezeigt, gemäss einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Fig. 4 ist eine vergrösserte Draufsicht der Spitze 50 des Strömungsprofils 40, wie in den FIGUREN 2 und 3 gezeigt. Wie in den FIGUREN 3 und 4 gezeigt, umfasst die Spitze 50 einen Spitzenboden 62. Der Spitzenboden 62 erstreckt sich allgemein zwischen den Druck- und Saugseitenwänden 44, 46 und den Vorder- und Hinterkanten 52, 54 des Strömungsprofils 40. Mehrere Kühlmittelauslässe 64 sind entlang des Spitzenbodens 62 angeordnet. Jeder Kühldurchgang 56 (Fig. 2 ) steht mit mindestens einem der Kühlmittelauslässe 64 in Strömungsverbindung. FIG. 3 is an enlarged perspective view of the tip 50 of the airfoil 40, as shown in FIG. 2, according to an embodiment of the present invention. FIG. 4 is an enlarged plan view of the tip 50 of the airfoil 40 as shown in FIGS. 2 and 3. As shown in FIGURES 3 and 4, the tip 50 includes a tip bottom 62. The tip bottom 62 extends generally between the pressure and suction sidewalls 44, 46 and the leading and trailing edges 52, 54 of the airfoil 40. Several coolant outlets 64 are along the top bottom 62 is arranged. Each cooling passage 56 (FIG. 2) is in fluid communication with at least one of the coolant outlets 64.
[0036] Wie in Fig. 3 gezeigt, erstreckt sich eine Spitzenschiene 66 radial auswärts von dem Spitzenboden 64. Die Spitzenschiene 66 umfasst einen Druckseitenabschnitt 68 und einen Saugseitenabschnitt 70. Der Druckseitenabschnitt 68 erstreckt sich entlang eines Umfangsrandes des Spitzenbodens 62 und entspricht im Profil allgemein der Druckseitenwand 44. Der Saugseitenabschnitt 70 erstreckt sich entlang des Umfangsrand des Spitzenbodens 62 und entspricht im Profil allgemein Profil der Saugseitenwand 46. Der Druckseitenabschnitt 68 und der Saugseitenabschnitt 70 sind an der Vorderkante 52 und an und/oder nahe der Hinterkante 54 verbunden und/oder schneiden sich dort. As shown in Figure 3, a tip rail 66 extends radially outward from the tip bottom 64. The tip rail 66 includes a pressure side portion 68 and a suction side portion 70. The pressure side portion 68 extends along a peripheral edge of the tip bottom 62 and is generally profile-wise The suction side wall portion 70 extends along the peripheral edge of the top floor 62 and generally conforms in profile to the profile of the suction side wall 46. The pressure side section 68 and the suction side section 70 are connected and / or joined at the leading edge 52 and / or near the trailing edge 54 cut there.
[0037] In einer Ausführungsform, wie in den FIGUREN 3 und 4 gezeigt, erstreckt sich ein Leitblech 72 radial auswärts von dem Spitzenboden 62. Das Leitblech 72 erstreckt sich über dem Spitzenboden 62 von der Druckseite zu den Saugseitenabschnitten 68, 70 der Spitzenschiene 66. In einer Ausführungsform definieren das Leitblech 72, die Spitzenschiene 66 und der Spitzenboden 62 eine erste Spitzentasche 74 und eine zweite Spitzentasche 76 entlang der Spitze 50 des Strömungsprofils 40. Die erste Spitzentasche 74 ist allgemein neben und/oder nahe der Vorderkante 52 des Strömungsprofils 40 definiert. Die zweite Spitzentasche 76 erstreckt sich allgemein von dem Leitblech 72 in Richtung der Hinterkante 54 des Strömungsprofils 40. In verschiedenen Ausführungsformen ist mindestens ein Abschnitt der Kühlmittelauslässe 64 entlang des Spitzenbodens 62 innerhalb der ersten Spitzentasche 74 ausgebildet, und mindestens ein Abschnitt der Kühlmittelauslässe 64 ist entlang des Spitzenbodens 62 innerhalb der zweiten Spitzentasche 76 ausgebildet. In one embodiment, as shown in FIGS. 3 and 4, a baffle 72 extends radially outward from the tip bottom 62. The baffle 72 extends above the tip bottom 62 from the pressure side to the suction side portions 68, 70 of the tip rail 66. In one embodiment, baffle 72, tip rail 66 and tip bottom 62 define a first tip pocket 74 and a second tip pocket 76 along tip 50 of airfoil 40. First tip pocket 74 is generally defined adjacent and / or near leading edge 52 of airfoil 40 , The second tip pocket 76 generally extends from the baffle 72 toward the rear edge 54 of the airfoil 40. In various embodiments, at least a portion of the coolant outlets 64 are formed along the tip bottom 62 within the first tip pocket 74, and at least a portion of the coolant outlets 64 are along of the tip bottom 62 is formed within the second tip pocket 76.
[0038] Während des Betriebes werden die heissen Gase 34 auf die Druckseitenwand 44 des Strömungsprofils 40 gerichtet, wodurch eine Hochdruckregion 78 entlang der Druckseitenwand 44 jedes Rotorblattes 28 entsteht. Wenn die Rotorblätter 28 sich drehen und/oder ein Teil der heissen Gase 34 über die Spitze 50 entweicht, so entsteht eine Region 80 mit verringertem oder Niedrigdruck (mit Bezug auf die Hochdruckregion) entlang der Saugseitenwand 46. In der Regel wird das Kühlmittel 58 von einer Kühlmittelquelle, wie zum Beispiel der Verdichtersektion 14 (Fig. 1 ), zu den Kühldurchgängen 56 durch die Kühlmitteldurchgangseinlässe 60 mit verschiedenen Zufuhrdrücken zugeführt, die sich allgemein auf die verschiedenen Betriebsmodi der Gasturbine 10 beziehen. Der Kühlmittelstrom 58 durch die Kühldurchgänge 56 und aus den Kühlmittelauslässen 64 an der Spitze 50 wird in erster Linie durch eine Druckdifferenz angetrieben, die zwischen dem Zufuhrdruck an den Kühlmitteldurchgangseinlässen 60 und einem statischen Druck definiert, der in der Regel an der Spitze 50 des Strömungsprofils 40 definiert wird, insbesondere innerhalb der Spitzentaschen 74, 76. Wenn der Zufuhrdruck zu gering ist, zum Beispiel aufgrund der aerodynamischen Beladungsoptimierung, einer Verringerung der Betriebsdrehzahl und einer Änderung der Turbinenlastanforderungen, so wird ein niedrigerer statischer Druck benötigt, um dem Kühlströmungsbedarf gerecht zu werden. During operation, the hot gases 34 are directed to the pressure side wall 44 of the airfoil 40, whereby a high pressure region 78 along the pressure side wall 44 of each rotor blade 28 is formed. As the rotor blades 28 rotate and / or some of the hot gases 34 escape via the tip 50, a region 80 of reduced or low pressure (with respect to the high pressure region) is created along the suction sidewall 46. Typically, the coolant 58 of FIG a coolant source, such as the compressor section 14 (FIG. 1), to the cooling passages 56 through the coolant passage inlets 60 at various feed pressures generally related to the various operating modes of the gas turbine engine 10. The coolant flow 58 through the cooling passages 56 and out of the coolant outlets 64 at the tip 50 is driven primarily by a pressure differential that defines between the supply pressure at the coolant passage inlets 60 and a static pressure, typically at the tip 50 of the airfoil 40 If the supply pressure is too low, for example because of aerodynamic loading optimization, a reduction in operating speed, and a change in turbine load requirements, a lower static pressure is needed to meet the cooling flow requirement.
[0039] In verschiedenen Ausführungsformen, wie in den FIGUREN 3 und 4 gezeigt, ist ein Schlitz oder eine Öffnung 82 entlang des Saugseitenabschnitts 70 der Spitzenschiene 66 ausgebildet. In einer Ausführungsform ist der Schlitz 82 entlang des Saugseitenabschnitts 70 der Spitzenschiene 66 ausgebildet, um einen Kühlmittelströmungspfad 84 zu definieren, der ein Strömen des Kühlmittels 58 von der erstes Spitzentasche 74 in die Region 80 mit verringertem oder Niedrigdruck ermöglicht, wodurch der statische Druck innerhalb der ersten Spitzentasche 74 verringert wird, wodurch die Kühlmittelströmung durch das Strömungsprofil 40, insbesondere nahe der Vorderkante 52, verstärkt oder optimiert wird. In various embodiments, as shown in FIGS. 3 and 4, a slot or opening 82 is formed along the suction side portion 70 of the tip rail 66. In one embodiment, the slot 82 is formed along the suction side portion 70 of the tip rail 66 to define a coolant flow path 84 that allows the coolant 58 to flow from the first tip pocket 74 into the region 80 at reduced or low pressure, thereby increasing the static pressure within the First tip pocket 74 is reduced, whereby the flow of coolant through the airfoil 40, in particular near the leading edge 52, is reinforced or optimized.
[0040] Die FIGUREN 5 , 6 , 7 und 8 sind vergrösserte perspektivische Ansichten der Spitze 50 des Strömungsprofils 40 gemäss verschiedenen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung. Figures 5, 6, 7 and 8 are enlarged perspective views of the tip 50 of the airfoil 40 according to various embodiments of the present invention.
[0041] In einer Ausführungsform, wie in Fig. 5 gezeigt, kann ein Schlitz oder eine Öffnung 86 entlang des Saugseitenabschnitts 70 der Spitzenschiene 66 definiert sein, um einen Kühlmittelströmungspfad 88 zu definieren, der ein Strömen des Kühlmittels 58 von der zweiten Spitzentasche 76 in die Region 80 mit verringertem oder Niedrigdruck ermöglicht, wodurch der statische Druck innerhalb der zweiten Spitzentasche 76 verringert wird, wodurch die Kühlmittelströmung durch das Strömungsprofil 40, insbesondere nahe einem mittleren Abschnitt und/oder der Hinterkante 54 des Strömungsprofils 40, verstärkt oder optimiert wird. In one embodiment, as shown in FIG. 5, a slot or opening 86 may be defined along the suction side portion 70 of the tip rail 66 to define a coolant flow path 88 that permits flow of the coolant 58 from the second tip pocket 76 allows reduced or low pressure region 80, thereby reducing the static pressure within the second tip pocket 76, thereby enhancing or optimizing coolant flow through the airfoil 40, particularly near a middle portion and / or trailing edge 54 of the airfoil 40.
[0042] In einer Ausführungsform, wie in Fig. 6 gezeigt, kann die Spitze 50 einen Schlitz 82 umfassen, der einen ersten Schlitz definiert, und kann einen Schlitz 86 umfassen, der einen zweiten Schlitz 88 definiert, wobei beide Schlitze 82, 86 entlang des Saugseitenabschnitts 70 der Spitzenschiene 66 definiert sind, um Kühlmittelströmungspfade 84, 88 zu definieren, die eine Strömung des Kühlmittels 58 von den ersten bzw. zweiten Spitzentaschen 74, 76 in die Region 80 mit verringertem oder Niedrigdruck ermöglichen, wodurch der statische Druck innerhalb der ersten und der zweiten Spitzentaschen 74, 76 verringert wird, wodurch eine Kühlmittelströmung durch das Strömungsprofil 40, nahe der Vorderkante 52, einem mittleren Abschnitt und/oder der Hinterkante 54 des Strömungsprofils 40, verstärkt oder optimiert wird. In one embodiment, as shown in FIG. 6, the tip 50 may include a slot 82 defining a first slot and may include a slot 86 defining a second slot 88 with both slots 82, 86 along of the suction side portion 70 of the tip rail 66 are defined to define coolant flow paths 84, 88 which allow flow of the coolant 58 from the first and second tip pockets 74, 76, respectively, into the reduced or low pressure region 80, thereby increasing the static pressure within the first and the second tip pockets 74, 76 are reduced, thereby enhancing or optimizing coolant flow through the airfoil 40, near the leading edge 52, midsection, and / or trailing edge 54 of the airfoil 40.
[0043] In einer Ausführungsform, wie in Fig. 7 gezeigt, kann die Spitze 50 ein sekundäres Leitblech 90 umfassen, das sich radial auswärts von dem Spitzenboden 62 und von der Druckseite zu den Saugseitenabschnitten 68, 70 der Spitzenschiene 66 erstreckt, wodurch eine dritte Spitzentasche 92 definiert wird. Ein Schlitz 94 kann entlang des Saugseitenabschnitts 70 der Spitzenschiene 66 definiert sein, um einen Kühlmittelströmungspfad 96 zu definieren, der eine Strömung des Kühlmittels 58 von der dritten Spitzentasche 92 in die Region 80 mit verringertem oder Niedrigdruck ermöglicht, wodurch der statische Druck innerhalb der dritten Spitzentasche 92 reduziert wird, wodurch eine Kühlmittelströmung durch das Strömungsprofil 40, nahe der Hinterkante 54 des Strömungsprofils 40, verstärkt oder optimiert wird. In one embodiment, as shown in FIG. 7, the tip 50 may include a secondary baffle 90 that extends radially outward from the tip bottom 62 and from the pressure side to the suction side portions 68, 70 of the tip rail 66, thereby providing a third Tip pocket 92 is defined. A slot 94 may be defined along the suction side portion 70 of the tip rail 66 to define a coolant flow path 96 that allows flow of the coolant 58 from the third tip pocket 92 into the region 80 at reduced or low pressure, thereby increasing the static pressure within the third tip pocket 92, whereby a flow of coolant through the airfoil 40, near the trailing edge 54 of the airfoil 40, is enhanced or optimized.
[0044] In einer Ausführungsform, wie in Fig. 8 gezeigt, ist das Leitblech 72 dafür ausgebildet, es mindestens einem Abschnitt des Kühlmittels 58 zu erlauben, zwischen den ersten und zweiten Spitzentaschen 74, 76 zu strömen. Zum Beispiel kann ein Schlitz oder eine Öffnung 96 entlang des Leitblechs 72 ausgebildet sein, wodurch ein Strompfad 98 dazwischen definiert wird. Zusätzlich oder alternativ kann das Leitblech 72 vom Spitzenboden 62 aus dergestalt bemessen sein, dass mindestens ein Teil des Kühlmittels 58, das in die erste Spitzentasche 74 strömt, über einen oberen Abschnitt 98 des Leitblechs 72 strömen kann, wodurch der statische Druck in der ersten Spitzentasche 74 reduziert wird, wodurch eine Kühlmittelströmung durch das Strömungsprofil 40, nahe der Vorderkante 52 des Strömungsprofils 40, verstärkt oder optimiert wird. In one embodiment, as shown in FIG. 8, the baffle 72 is configured to allow at least a portion of the coolant 58 to flow between the first and second tip pockets 74, 76. For example, a slot or opening 96 may be formed along the baffle 72, thereby defining a current path 98 therebetween. Additionally or alternatively, the baffle 72 may be sized from the tip bottom 62 such that at least a portion of the coolant 58 flowing into the first tip pocket 74 may flow over an upper portion 98 of the baffle 72, thereby increasing the static pressure in the first tip pocket 74, whereby a flow of coolant through the airfoil 40, near the leading edge 52 of the airfoil 40, is enhanced or optimized.
[0045] Wie im vorliegenden Text beschrieben und veranschaulicht, stellt die vorliegende Erfindung eine Reihe technischer Vorteile gegenüber existierenden Rotorblattspitzentechnologien bereit. Zum Beispiel stellt die vorliegende Erfindung geringere statische Drücke für verschiedene Kühlströmungen bereit, insbesondere für Strömungen entlang der Vorderkante des Strömungsprofils des Rotorblattes. Die geringeren statischen Drücke werden erreicht, indem die Spitze in separate Spitzentaschen oder -regionen trennt wird und die verschiedenen Spitzentaschen mit verschiedenen Druckzonen verbunden werden. Der verringerte statische Druck an der Spitze kann den erforderlichen Kühlmittelzufuhrdruck an den Kühldurchgangseinlässen reduzieren, wodurch eine verbesserte Gesamtturbinenleistung erreicht wird. As described and illustrated herein, the present invention provides a number of technical advantages over existing rotor blade tip technologies. For example, the present invention provides lower static pressures for different cooling flows, particularly for flows along the leading edge of the airfoil of the rotor blade. The lower static pressures are achieved by separating the tip into separate tip pockets or regions and connecting the various tip pockets to different pressure zones. The reduced static pressure at the tip can reduce the required coolant supply pressure at the cooling passage inlets, thereby achieving improved overall turbine performance.
[0046] Diese schriftliche Beschreibung verwendet Beispiele zum Offenbaren der Erfindung, einschliesslich des besten Modus, und ausserdem, um es dem Fachmann zu ermöglichen, die Erfindung zu praktizieren, einschliesslich des Herstellens und Verwendens jeglicher Vorrichtungen oder Systeme und des Ausführens der hier umfassten Verfahren. Der patentierbare Schutzumfang der Erfindung wird durch die Ansprüche definiert und kann andere Beispiele umfassen, die dem Fachmann einfallen. Es ist beabsichtigt, dass solche anderen Beispiele in den Schutzumfang der Ansprüche fallen, wenn sie strukturelle Elemente haben, die sich nicht von der wörtlichen Formulierung der Ansprüche unterscheiden, oder wenn sie vergleichbare strukturelle Elemente mit unwesentlichen Unterschieden von den wörtlichen Formulierungen der Ansprüche umfassen. This written description uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable one skilled in the art to practice the invention, including making and using any apparatus or systems and practicing the methods included herein. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. It is intended that such other examples fall within the scope of the claims if they have structural elements that do not differ from the literal language of the claims, or if they include comparable structural elements with insubstantial differences from the literal language of the claims.
[0047] Ein Rotorblatt umfasst ein Strömungsprofil. Das Strömungsprofil umfasst Druck- und Saugseitenwände, die sich radial auswärts von einer Plattform in der Spanne von einer Wurzel zu einer Spitze und zwischen einer Vorderkante und einer Hinterkante erstrecken. Die Spitze umfasst einen Spitzenboden, mehrere Kühlmittelauslässe und eine Spitzenschiene mit einem Druckseiten- und einem Saugseitenabschnitt, die sich radial auswärts von dem Spitzenboden erstrecken. Kühldurchgänge sind innerhalb des Strömungsprofils umgrenzt und stehen mit einem oder mehreren der Kühlmittelauslässe in Strömungsverbindung. Ein Leitblech erstreckt sich radial auswärts von dem, und quer über den, Spitzenboden des Druckseitenabschnitts zu dem Saugseitenabschnitt, um erste und zweite Spitzentaschen zu definieren. Ein Schlitz ist entlang des Saugseitenabschnitts der Spitzenschiene angeordnet, um eine Strömungsverbindung aus den ersten oder zweiten Spitzentaschen bereitzustellen, wodurch der Druck innerhalb der entsprechenden Spitzentasche reduziert wird. A rotor blade comprises a flow profile. The airfoil includes pressure and suction sidewalls extending radially outward from a platform in the span from a root to a tip and between a leading edge and a trailing edge. The tip includes a tip bottom, a plurality of coolant outlets, and a tip rail having a pressure side and a suction side portion extending radially outward from the tip bottom. Cooling passages are defined within the airfoil and in fluid communication with one or more of the coolant outlets. A baffle extends radially outwardly from and across the tip bottom of the pressure side portion to the suction side portion to define first and second tip pockets. A slot is disposed along the suction side portion of the tip rail to provide flow communication from the first or second tip pockets, thereby reducing the pressure within the corresponding tip pocket.
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
[0048] <tb>10<SEP>Gasturbine <tb>12<SEP>Einlasssektion <tb>14<SEP>Verdichtersektion <tb>16<SEP>Verbrennungssektion <tb>18<SEP>Turbinensektion <tb>20<SEP>Auslasssektion <tb>22<SEP>Welle <tb>24<SEP>Rotorwelle <tb>26<SEP>Rotorscheiben <tb>28<SEP>Rotorblatt <tb>30<SEP>Aussengehäuse <tb>32<SEP>Heissgaspfad <tb>34<SEP>Heisses Gas <tb>36<SEP>Montage-/Schaftabschnitt <tb>38<SEP>Montagekörper <tb>40<SEP>Strömungsprofil <tb>42<SEP>Plattform <tb>44<SEP>Druckseitenwand <tb>46<SEP>Saugseitenwand <tb>48<SEP>Wurzel <tb>50<SEP>Spitze <tb>52<SEP>Vorderkante <tb>54<SEP>Hinterkante <tb>56<SEP>Kühldurchgang <tb>58<SEP>Kühlmittel <tb>60<SEP>Kühldurchgangseinlass <tb>62<SEP>Spitzenboden <tb>64<SEP>Kühlmittelauslass <tb>66<SEP>Spitzenschiene <tb>68<SEP>Druckseitenabschnitt <tb>70<SEP>Saugseitenabschnitt <tb>72<SEP>Leitblech <tb>74<SEP>Erste Spitzentasche <tb>76<SEP>Zweite Spitzentasche <tb>78<SEP>Hochdruckregion <tb>80<SEP>Niederdruckregion <tb>82<SEP>Schlitz <tb>84<SEP>Kühlmittelströmungspfad <tb>86<SEP>Schlitz <tb>88<SEP>Kühlmittelströmungspfad <tb>90<SEP>Sekundäres Leitblech <tb>92<SEP>Schlitz <tb>94<SEP>Kühlmittelströmungspfad <tb>96<SEP>Schlitz/Öffnung <tb>98<SEP>Oberer Abschnitt[0048] <Tb> 10 <September> Gas Turbine <Tb> 12 <September> inlet section <Tb> 14 <September> compressor section <Tb> 16 <September> combustion section <Tb> 18 <September> turbine section <Tb> 20 <September> outlet section <Tb> 22 <September> wave <Tb> 24 <September> rotor shaft <Tb> 26 <September> rotor disks <Tb> 28 <September> rotor blade <Tb> 30 <September> outer housing <Tb> 32 <September> hot gas path <tb> 34 <SEP> Hot gas <Tb> 36 <September> assembly / shaft section <Tb> 38 <September> mounting body <Tb> 40 <September> flow profile <Tb> 42 <September> Platform <Tb> 44 <September> pressure sidewall <Tb> 46 <September> suction sidewall <Tb> 48 <September> root <Tb> 50 <September> top <Tb> 52 <September> leading edge <Tb> 54 <September> trailing edge <Tb> 56 <September> cooling passage <Tb> 58 <September> Coolant <Tb> 60 <September> cooling passage inlet <Tb> 62 <September> top floor <Tb> 64 <September> coolant outlet <Tb> 66 <September> top rail <Tb> 68 <September> pressure side portion <Tb> 70 <September> Saugseitenabschnitt <Tb> 72 <September> baffle <tb> 74 <SEP> First lace pocket <tb> 76 <SEP> Second lace pocket <Tb> 78 <September> high-pressure region <Tb> 80 <September> low-pressure region <Tb> 82 <September> slot <Tb> 84 <September> coolant flow path <Tb> 86 <September> slot <Tb> 88 <September> coolant flow path <tb> 90 <SEP> Secondary baffle <Tb> 92 <September> slot <Tb> 94 <September> coolant flow path <Tb> 96 <September> slot / opening <tb> 98 <SEP> Upper Section
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