CZ20021393A3 - Konstrukce odlévaného reakčního profilu s otvory nevyľadujícími zátkování - Google Patents

Konstrukce odlévaného reakčního profilu s otvory nevyľadujícími zátkování Download PDF

Info

Publication number
CZ20021393A3
CZ20021393A3 CZ20021393A CZ20021393A CZ20021393A3 CZ 20021393 A3 CZ20021393 A3 CZ 20021393A3 CZ 20021393 A CZ20021393 A CZ 20021393A CZ 20021393 A CZ20021393 A CZ 20021393A CZ 20021393 A3 CZ20021393 A3 CZ 20021393A3
Authority
CZ
Czechia
Prior art keywords
reaction profile
flow
cooling
casting
core
Prior art date
Application number
CZ20021393A
Other languages
English (en)
Other versions
CZ298005B6 (cs
Inventor
Michael Papple
William Abdel-Messeh
Ian Tibbott
Original Assignee
Pratt & Whitney Canada Corp.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Pratt & Whitney Canada Corp. filed Critical Pratt & Whitney Canada Corp.
Publication of CZ20021393A3 publication Critical patent/CZ20021393A3/cs
Publication of CZ298005B6 publication Critical patent/CZ298005B6/cs

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/126—Baffles or ribs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

Description

Vynález se týká výroby konstrukcí reakčního profilu, vhodného pro plynové turbiny a zejména nové konstrukce odlévaného dutého reakčního profilu s otvory, který nevyžaduje zátkování.
Dosavadní stav techniky
Reakční profily plynových turbin jako jsou listy a lopatky plynových turbin, uvedené např. v evropské patentové publikaci č. 0034 961, zveřejněné 3. října 1984, Evropské patentové přihlášce EP 0 835 985, zveřejněné 15. dubna 1998, US patentu č. 4 456 428, vydaném 26. června 1984 (Cuvillier), US patentu č. 5 465 780, vydaném 14. listopadu 1995 (Mutner a kol.), US patentu č. 5 462 405,, vydaném 31. října 1995 (Hoff a kol.) a US patentu 4 434 835, vydaném 6. března 1984 (Willgoose), mohou být opatřeny vnitřní dutinou, tvořící chladící kanály, kterými může cirkulovat chladící vzduch. Tím, že se tyto reakční profily chladí, lze je použít ve strojním prostředí, které je teplejší než je bod tavení kovu reakčního __profi-lu.-Reakčn-í-profil-y-popsané-v-těehto-dokumenteeh-obsahujrvnitřnrprůtokOvý“ deflektor, který způsobuje, že chladící vzduch proudí podél dané dráhy proudění před tím, než je nasměrován do výstupních otvorů tekutiny, obvykle vytvořených na výstupních hranách reakčních profilů.
Obvykle jsou vnitřní kanály vytvořeny odléváním s pevným, keramickým jádrem, které se později odstraní známými technikami, jako jsou např. rozpouštěcí techniky.
Jádro tvoří vnitřní plochu a dutinu špičky dutého reakčního profilu, zatímco plášť formy tvoří vnější plochu reakčního profilu. Během odlévacího pochodu, roztavený kov zaplní prostor mezi jádrem a pláštěm formy. Když tento roztavený kov ztuhne, plášť formy a jádro se odstraní a zůstane dutá kovová konstrukce.
Oblast jádra, která později tvoří dutinu konce je spojena s hlavním tělesem jádra podpěrami špičky. Tyto podpěry špičky později tvoří koncové otvory v kovovém reakčním profilu.
Odlévací jádro musí být přesně umístěno a podepřeno s pláštěm formy, aby byla zajištěna rozměrová přesnost odlitého výrobku. Jádro je přidrženo v plášti oblastmi jádra, které později tvoří kanály, upevněním výstupní štěrbiny náběžné hrany a dutiny špičky. Jádro je pevně drženo na těchto koncích. Během procesu odlévání, kdy roztavený kov je odléván okolo jádra, na jádro působí podstatná síla, která může rozlomit podpěry špičky.
Aby se minimalizovaly výrobní náklady na každý reakční profil, podpěry špičky by měly být podstatně větší, aby se zabránilo rozlomení během procesu odlévání. Je také nutno minimalizovat množství chladícího vzduchu, které vystupuje z otvorů špičky reakčního profilu, aby se zachoval celkový výkon plynové turbiny.
Je možno i odlévat velké otvory špičky, ale potom je nutno otvory zacpat s použitím svařování, pájení nebo podobného způsobu, avšak tímto nastanou jdalŠJ_nákla.d_y_spojen.é-S-další.m-procesem,———-—-—
Proto je potřeba vytvořit novou vnitřní konstrukci reakčních profilů plynové turbiny, která umožňuje dodat jádru větší pevnost během procesu odlévání, aniž by bylo potřeba zacpat otvory špičky.
Podstata vynálezu
Je proto úkolem předloženého vynálezu zlepšit pevnost odlévacího jádra, použitého při výrobě reakčního profilu, vhodného pro plynové turbiny.
Je také úkolem předloženého vynálezu usnadnit výrobu reakčního profilu plynové turbiny.
Je také úkolem předloženého vynálezu vytvořit nové a zdokonalené odlévací jádro pro reakční profil.
Dále je ještě úkolem předloženého vynálezu vytvořit odlévaný reakční profil, mající vnitřní konstrukci, umožňující použít během odlévacího procesu poměrně velké podpěrné členy jádra, zatímco se omezí množství chladící tekutiny, procházející hotovými otvory, jakmile je odlitý reakční sestaven do plynové turbiny.
Proto je podle předloženého vynálezu vytvořen chlazený reakční profil pro plynové turbiny a podstata vynálezu spočívá vtom, že reakční profil obsahuje těleso, určující vnitřní chladící kanál pro průchod chladící tekutiny, pro chlazení lopatky prouděním, nejméně jeden otvor, zbylý po podpěrném členu odlévacího jádra použitého během odlévání lopatky. Otvor prochází tělesem a je v průtočném spojení s vnitřním chladícím kanálem. Alespoň jeden průtočný deflektor je vytvořen uvnitř tělesa pro vychýlení potřebného množství chladící tekutiny pryč od otvoru.
Podle dalšího znaku předloženého vynálezu, je vytvořeno odlévací jádro pro použití při výrobě dutého reakčního profilu plynové turbiny, které obsahuje
N.avnj_jčás.t,__upravenou—pro—vytvarování—vnitřní— geometrie—reakčního profilu, majícího alespoň jeden vnitřní chladící kanál, kterým může obíhat chladící kapalina, aby prouděním chladila reakční profil, nejméně jeden podpěrný bod na hlavní části, podpěrným bodem vznikne otvor přes reakční profil, přičemž hlavní část jádra je opatřena odlévacími prostředky deflektoru proudění, kterými se vytvoří uspořádání deflektoru proudění uvnitř vnitřního chladícího kanálu, kterým se při použití reakčního profilu nasměruje zvoleného množství chladícího proudu od otvoru.
Přehled obrázků na výkrese
Příkladné provedení konstrukce reakčního profilu podle předloženého vynálezu je znázorněno na připojených výkresech, kde i 9 · · 4 ♦ » · ·!· ·· ♦* ® ·* ··♦*
Obr. 1 je částečně vyříznutý podélný řez dutou lopatkou plynové turbiny podle prvního provedení předloženého vynálezu;
Obr. 2 je čelní pohled ha dutou lopatku plynové turbiny z obr. 1;
Obr. 3 je schematický půdorys odlévacího jádra, podepřeného v poloze uvnitř formy; a
Obr. 4 je schematický půdorys odlévacího jádra podepřeného v poloze uvnitř formy podle dalšího provedení předloženého vynálezu.
Příklady provedení vynálezu
Na obr. 1 je znázorněna lopatka 10 plynové turbiny, vyrobené procesem, odlévání. Jak je ze stavu techniky známo, takové odlévání se provádí odléváním roztaveného kovu do formy 12 (jejíž část je znázorněna na obr. 3) okolo jádra 14, podepřeného v poloze uvnitř formy 12 pomocí řady čepů nebo podpěr 16, vyčnívajících z hlavního tělesa jádra 14 do formy 12 (viz obr. 4) nebo jindy, z hlavního tělesa jádra 14 do části jádra, která tvoří dutinu 17 špičky (viz obr. 3). Geometrie formy 12 odráží obecný tvar vnější plochy lopatky 10, přičemž geometrie jádra 14 odráží vnitřní konstrukci geometrie lopatky 10. Ve skutečnosti je jádro 14 obrácená vnitřní konstrukce lopatky 10. Po odlití se jádro 14 vyjme ur čitQU technikou pro-V-yjí.mání-jader-a-z-ů-stane-pr-ázdná-vhitř-ní-ďutina-ve-tvarujádra uvnitř odlité lopatky 1_0.
Jak je vidět na obr. 1, odlitá lopatka 10 zejména obsahuje kořenovou část 18, plochou část 20 a lopatkovou část 22. Kořenová část 18 je určena pro připevnění k běžnému disku rotoru turbiny (neznázorněný). Plochá část 20 určuje stěnu, která je radiálně nejvíce uvnitř průtokového kanálu (neznázorněna), kterým proudí produkty spalování vycházející ze spalovacího prostoru (neznázorněn) plynové turbiny.
Část 22 reakčního profilu sestává ze stěny 24 tlakové strany a stěny 26 sací strany, procházející podélně od ploché části 20. Stěny 24 a 26 tlakové a sací strany jsou spojeny dohromady v podélné náběžné hraně 28, podélné odtokové hraně 30 a koncové stěně 32. Obvyklý vnitřní chladící kanál 34, jehož část je , · & ί· · • ' r · · • * * • 99 · • · · fc· ···· fc ·. · · · · · > ·«· * · * ···* • · · · · «Ζ· «« ·* · znázorněna na obr. 1, prochází serpentinovitě od náběžné hrany 28 k odtokové hraně 30 mezi stěnou 24 tlakové strany a stěnou 26 sací strany. Různé části vnitřního chladícího kanálu 34 jsou částečně vymezeny několika podélnými přepážkami 36, procházejícími mezi stěnou 24 tlakové strany a stěnou 26 sací strany. Způsobem dobře známým ze stavu techniky je chladící kapalina jako např. vzduch z kompresoru, vedena do kanálu 34 přes přívodní kanál (neznázorněn), procházející kořenovou částí 18 lopatky 10. Chladící tekutina proudí serpentovitě přes vnitřní chladící kanál 14 tak, aby chladila lopatku 10 před tím, než je částečně vyfukována přes výstupní kanály 38 vytvořené na odtokové okrajové oblasti lopatky 10. Několik zarážecích pásků 35 je obvykle vytvořeno na příslušných vnitřních plochách stěn 24 a 26 tlakové a sací strany, aby napomáhaly přenosu tepla z lopatky 10 na chladící tekutinu.
Jak je zřejmé z obr. 1, vnitřní chladící kanál 34 obsahuje odtokovou hranu části 40 chladícího kanálu, ve které je několik ve vzájemném rozestupu umístěných válcových sloupků 42, procházejících ze stěny 24 tlakové strany ke stěně 26 sací strany lopatky 10, aby napomáhaly přenosu tepla z lopatky 10 na chladící tekutinu. Výfukové kanály 38 jsou vytvořeny poblíž koncové stěny 32 špičky lopatky 10 v podobě několika drážek, oddělených přepážkami 44, orLentoyao ýmLv ur čitém úhlu-vzhledem-k-p0délné-ose-odtok©vého-kOnee-částr40chladícího kanálu. Přepážky 44 procházejí od stěny 24 tlakové strany ke stěně 26 sací strany.
Otvor 46, ponechaný jednou podpěrou 16 použitou k podepření jádra 14 během odlévání lopatky 10 prochází přes stěnu 32 konce špičky v blízkosti odtokové hrany 30. Místo zaplnění nebo zacpání otvoru 46, což je obvykle případ lopatek plynových turbin, nové uspořádání 48 deflektoru proudění je provedeno uvnitř odtokové hrany části 40 chladícího kanálu, aby se jemně přesměrovalo proudění z podélného směru na příčný směr, směrem k výfukovým otvorům 38, jak je znázorněno šipkami 49.
Podle znázorněného provedení, uspořádání 48 deflektoru proudění obsahuje polosloupek 50 a pár zakřivených křidélek nebo stěn 52, uspořádaných v o
• · · · • 9 • ·*·« * • · ··€ » · · ·*· • · · · • · · « ·
řadách ve směru proudění od tvoru, aby odkláněly požadované množství chladící tekutiny směrem k výfukovým otvorům 38. Např. 80 % proudu může být vyfukováno přes výfukové otvory, s pouze 20 % proudícími otvory 46. Je nutno poznamenat, že množství chladící tekutiny proudící otvory 46 se musí udržovat co možná nejmenší, aby se zachoval celkový výkon plynové turbiny.
Jak je znázorněno na obr. 1, polosloupek 50 může procházet z přepážky 36 mezi stěnou 24 tlakové strany a stěnou 26 sací strany. Zakřivená křidélka 52 procházejí ze stěny 24 tlakové strany ke stěně 26 sací strany. Polosloupek 50 a zakřivená křidélka 52 jsou rozloženy podél zakřivené linie pro spolupůsobení při přesměrování proudu chladící tekutiny směrem do výfukových otvorů 38. Polosloupek 50 způsobuje, že se chladící tekutina proudící podél přepážek 36 pohybuje od něho. Zakřiven8 křidélka 52 pokračují ve vedení požadovaného množství chladící tekutiny směrem od otvoru 46 a směrem k výfukovým otvorům 38.
Polosloupek 50 a zakřivená křidélka 52 mohou mít stejné nebo nestejné rozměry. Např. zakřivená křidélka 52 by mohla mít variabilní šířku (w).
_—Je nutno poznamenat, že-jiná-vhodn-á-uspořádánrdeflektoru”prouďěTTnze také použít, pokud přiměřeně směrují požadované množství chladící tekutiny směrem k výfukovým otvorům 38. Například, zakřivená křidélka 52 by mohla být nahrazena rovnými křidélky správně orientovanými před otvory 46. Dále je nutno poznamenat, že polosloupek 50 a zakřivená křidélka 52 nemusí nutně procházet od stěny 24 tlakové strany ke stěně 26 sací strany, ale mohla by být spíše uspořádána od jedné ze stěn 24 a 26 tlakové a sací strany.
Je nutno také poznamenat, že uspořádání deflektoru proudění by mohlo být také vytvořeno pro každý otvor, zanechaný po podpěrách 16. Například, druhé uspořádání deflektoru proudění by mohlo být vytvořeno uvnitř lopatky 10 pro řízení množství proudění chladící tekutiny, např. přes druhý otvor 54, procházející přední částí stěny 32 špičky, jak je znázorněno na obr. 1 a 2.
Jednou výhodou použití uspořádání deflektoru proudění jak bylo popsáno shora je skutečnost, že lze použít k podepření hlavního tělesa jádra 14 uvnitř pláště 12 formy větší podpěru 16 (viz obr. 4), čímž se dosáhne tvarová a rozměrová přesnost odlité lopatky 10. Dále bylo zjištěno, že provedení uspořádání vnitřního deflektoru proudění, který odstraňuje potřebu zaplnění otvorů zanechaných podpěrami 16, přispívá ke snížení výrobních nákladů na lopatku 10.
Jak je zřejmé z obr. 3, geometrie jádra 14 určuje vnitřní geometrii odlité lopatky 10. Jádro 14 je vytvořeno z řady vedle sebe v určitém rozestupu umístěných palců 56, 58 a 60 vzájemně spojených serpentinovitým způsobem, odrážejícím serpentinovitou povahu hotového vnitřního chladícího kanálu 34. Na obvodové ploše jádra 14, proti které budou vytvořeny vnitřní plochy stěn 24 a 26 tlakové a sací strany, je vytvořena řada drážek 61., uvnitř kterých budou vytvořeny zarážecí pásky (označené na obr. 1 vztahovou značkou 35). Řada otvorů 62 je také vytvořeno v jádru 14, aby mohly být vytvořeny sloupky 42. Pár, v určitém odstupu od sebe umístěných zakřivených drážek 64 je vytvořen v jádru 14 na zadním konci jeho špičky před zadním koncem místa podepření jádra 14, aby se vytvořila zakřivená křidélka v hotovém výrobku. Konečně, podélná drážka 66 je vytvořena v obvodové části palce 60 a prochází k němu kolmo, aby se vytvořil _—-polosloupek-5O-v-odlité-lopatee-A0T-JádroM4-může-být_keramické_ne'b(3^“jiřrěho· vhodného materiálu.
Je zřejmé, že shora popsaný vynález není omezen na výrobu lopatek plynové turbiny a jejího jádra. Například, lze jej uplatnit na křídla plynové turbiny a pod.
i
A>2- /3? 5 ·· · · · ·· ·· • * » Š 9 · · · • · · · · · 9 9 ··· · · · 9999 999 9
9 9 9 · 9 9
9 99 9 99 9999

Claims (15)

1. Chlazený reakční profil (10) pro plynové turbiny, obsahující těleso tvořící vnitřní chladící kanál (34) pro průchod chladící tekutiny a pro chlazení reakčního profilu (10) prouděním, nejméně jeden v podstatě zablokovaný otvor (46), který prochází tělesem a je v tekutinovém spojení s vnitřním chladícím kanálem (34), přičemž chladící tekutina proudí podél dráhy vedoucí do otvoru (46), vyznačující se tím, že uvnitř tělesa je vytvořen alespoň jeden deflektor (48) proudění na poproudovém konci dráhy u otvoru (46) pro ovlivňování proudění tekutiny přes něj a přesměrování požadovaného množství chladící tekutiny pryč od otvoru (46), čímž se odstraní potřeba zaplnit otvor (46), aby se zabránilo tekutině proudit tímto ' otvorem.
2. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 1, vyznačující se tím, že těleso má podélné náběžné a odtokové hrany (28, 30) procházející k příčnému konci (32) špičky, a kde otvor (46) je vytvořen přes konec (32) špičky u odtokové hrany (30).
3. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 2, vyznačující se tím, že přes odtokovou hranu (30) je vytvořeno několik výfukových otvorů (38) pro proudění chladrcrtekutinyverrz reakčního profilA(TO)~£Tkcje alespoň jeden deflektor (48) proudění je uspořádán pro vedení chladící tekutiny směrem k výfukovým otvorům (38).
4. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 3, vyznačující se tím, že vnitřní chladící kanál (34) obsahuje část (40) chladícího kanálu odtokové hrany a kde alespoň jeden deflektor (48) proudění je uspořádán uvnitř části (40) chladícího kanálu odtokové hrany před otvorem (46).
5. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 4, vyznačující se tím, že u otvoru (46) je ve vzájemném rozestupu uspořádána množina deflektorů (510, 52), pro ovlivňování proudění tekutiny otvorem (46).
• ····♦ ······· • · · · · · ····· · · ·
6. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 5, vyznačující se tím, že alespoň některé deflektory (50, 52), umístěné ve vzájemném rozestupu, jsou zakřiveny.
7. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 5, vyznačující se tím, že každý z deflektorů (50, 52), umístěných ve vzájemném rozestupu, prochází od první stěny (24) ke druhé protilehlé stěně (26) tělesa.
8. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 7, vyznačující se tím, že deflektory (50, 52), umístěné ve vzájemném rozestupu, mají tvar vybraný ze skupiny obsahující: sloupky, polosloupky, zakřivená a přímá křidélka.
9. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 1, vyznačující se tím, že přibližně 20 % chladící tekutiny proudí přes otvory (46).
10. Chlazený reakční profil (10) podle nároku 1, vyznačující se tím, že množina deflektorů (50, 52), umístěných ve vzájemném rozestupu, je rozložena podél zakřivené linie u otvoru (46).
11. Odlévací jádro (14) pro použití při výrobě dutého reakčního profilu (10) plynOvé”tarb'iny7j-áTlTo_C14j^BšahUjěhlavnrčasrC56, 58 a 60) určenou pro použití pří vytvoření vnitřní geometrie reakčního profilu (10), majícího alespoň jeden vnitřní chladící kanál (34) pro průchod chladící tekutiny a pro chlazení reakčního profilu (10) prouděním, alespoň jedno místo podpěry (16) na hlavní části (56, 58 a 60) pro vytvoření otvoru (46) přes reakční profil (10), vyznačující se tím, že hlavní část (56, 58 a 60) jádra (14) je opatřena odlévacími prostředky (64, 66) deflektorů proudění, procházejícími příčně před místem podpěry (16) pro vytvoření uspořádání (48) deflektorů proudění uvnitř vnitřního chladícího kanálu (34) pro ovlivnění proudění chladící tekutiny otvorem (46), je-li reakční profil (10) v použití.
12. Odlévací jádro (14) podle nároku 11, vyznačující se tím, že odlévací člen (64, 66) deflektorů proudění obsahuje množinu drážkových otvorů (64), procházejících hlavní částí (56, 58 a 60) u místa podpěry (16).
13. Odlévací jádra (14) podle nároku 12, vyznačující se tím, že odlévací prostředky (64, 66) deflektoru proudění dále obsahují podlouhlé drážky (66), mající podélnou osu, která je kolmá k příslušným podélným osám drážkových otvorů (64).
14. Odlévací jádro (14) podle nároku 13, vyznačující se tím, že drážkové otvory (64) a podlouhlé drážky (66) jsou rozloženy podél zakřivených linií.
15. Odlévací jádro (14) podle nároku 12, vyznačující se tím, že drážkové otvory (64) jsou zakřivené.
CZ20021393A 1999-10-22 2000-10-11 Konstrukce odlévaného reakcního profilu s otvory nevyžadujícími zátkování CZ298005B6 (cs)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/425,175 US6257831B1 (en) 1999-10-22 1999-10-22 Cast airfoil structure with openings which do not require plugging

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CZ20021393A3 true CZ20021393A3 (cs) 2002-10-16
CZ298005B6 CZ298005B6 (cs) 2007-05-23

Family

ID=23685493

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ20021393A CZ298005B6 (cs) 1999-10-22 2000-10-11 Konstrukce odlévaného reakcního profilu s otvory nevyžadujícími zátkování

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6257831B1 (cs)
EP (1) EP1222366B1 (cs)
JP (1) JP2003513189A (cs)
CA (1) CA2383961C (cs)
CZ (1) CZ298005B6 (cs)
DE (1) DE60017166T2 (cs)
WO (1) WO2001031171A1 (cs)

Families Citing this family (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6557349B1 (en) * 2000-04-17 2003-05-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing heat transfer from combustors
AU2002342500A1 (en) * 2001-12-10 2003-07-09 Alstom Technology Ltd Thermally loaded component
US7014424B2 (en) * 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US20050006047A1 (en) * 2003-07-10 2005-01-13 General Electric Company Investment casting method and cores and dies used therein
FR2858352B1 (fr) * 2003-08-01 2006-01-20 Snecma Moteurs Circuit de refroidissement pour aube de turbine
US6939107B2 (en) * 2003-11-19 2005-09-06 United Technologies Corporation Spanwisely variable density pedestal array
US7008179B2 (en) * 2003-12-16 2006-03-07 General Electric Co. Turbine blade frequency tuned pin bank
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US7021893B2 (en) 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
US7217097B2 (en) * 2005-01-07 2007-05-15 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system with internal flow guide within a turbine blade of a turbine engine
GB0523469D0 (en) * 2005-11-18 2005-12-28 Rolls Royce Plc Blades for gas turbine engines
US20080005903A1 (en) * 2006-07-05 2008-01-10 United Technologies Corporation External datum system and film hole positioning using core locating holes
US7607891B2 (en) * 2006-10-23 2009-10-27 United Technologies Corporation Turbine component with tip flagged pedestal cooling
US7641445B1 (en) * 2006-12-01 2010-01-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Large tapered rotor blade with near wall cooling
US20090003987A1 (en) * 2006-12-21 2009-01-01 Jack Raul Zausner Airfoil with improved cooling slot arrangement
US7806659B1 (en) * 2007-07-10 2010-10-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge bleed slot arrangement
SG155778A1 (en) * 2008-03-10 2009-10-29 Turbine Overhaul Services Pte Method for diffusion bonding metallic components with nanoparticle foil
EP2143883A1 (de) * 2008-07-10 2010-01-13 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel und entsprechender Gusskern
US8113784B2 (en) * 2009-03-20 2012-02-14 Hamilton Sundstrand Corporation Coolable airfoil attachment section
US20130052036A1 (en) * 2011-08-30 2013-02-28 General Electric Company Pin-fin array
US8790084B2 (en) * 2011-10-31 2014-07-29 General Electric Company Airfoil and method of fabricating the same
US9759072B2 (en) * 2012-08-30 2017-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement
US20140219813A1 (en) * 2012-09-14 2014-08-07 Rafael A. Perez Gas turbine engine serpentine cooling passage
EP3004597A4 (en) 2013-05-24 2017-01-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having trip strips
US9695696B2 (en) * 2013-07-31 2017-07-04 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins
US9551229B2 (en) 2013-12-26 2017-01-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with an internal cooling system having trip strips with reduced pressure drop
US9273558B2 (en) * 2014-01-21 2016-03-01 Siemens Energy, Inc. Saw teeth turbulator for turbine airfoil cooling passage
EP2907974B1 (en) 2014-02-12 2020-10-07 United Technologies Corporation Component and corresponding gas turbine engine
US10329916B2 (en) * 2014-05-01 2019-06-25 United Technologies Corporation Splayed tip features for gas turbine engine airfoil
US10385699B2 (en) * 2015-02-26 2019-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling configuration with pressure gradient separators
FR3037972B1 (fr) * 2015-06-29 2017-07-21 Snecma Procede simplifiant le noyau utilise pour la fabrication d'une aube de turbomachine
US10208605B2 (en) 2015-10-15 2019-02-19 General Electric Company Turbine blade
US10370978B2 (en) 2015-10-15 2019-08-06 General Electric Company Turbine blade
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US10443398B2 (en) 2015-10-15 2019-10-15 General Electric Company Turbine blade
US9938836B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-10 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US9909427B2 (en) * 2015-12-22 2018-03-06 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
GB201701365D0 (en) * 2017-01-27 2017-03-15 Rolls Royce Plc A ceramic core for an investment casting process
US10815791B2 (en) * 2017-12-13 2020-10-27 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with upper turning vane bank
US10563519B2 (en) 2018-02-19 2020-02-18 General Electric Company Engine component with cooling hole
US10975704B2 (en) 2018-02-19 2021-04-13 General Electric Company Engine component with cooling hole
KR102161765B1 (ko) * 2019-02-22 2020-10-05 두산중공업 주식회사 터빈용 에어포일, 이를 포함하는 터빈
US11041395B2 (en) * 2019-06-26 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
US11053803B2 (en) 2019-06-26 2021-07-06 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
DE102019125779B4 (de) * 2019-09-25 2024-03-21 Man Energy Solutions Se Schaufel einer Strömungsmaschine
DE102020106128B4 (de) 2020-03-06 2025-01-02 Doosan Enerbility Co., Ltd. Strömungsmaschinenkomponente für eine gasturbine und eine gasturbine, die dieselbe besitzt

Family Cites Families (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2566928A (en) 1947-12-10 1951-09-04 Allied Chem & Dye Corp Heat exchange apparatus
US3527543A (en) 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US3528751A (en) 1966-02-26 1970-09-15 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbine
US3533711A (en) 1966-02-26 1970-10-13 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbines
US3706508A (en) 1971-04-16 1972-12-19 Sean Lingwood Transpiration cooled turbine blade with metered coolant flow
GB1355558A (en) 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1381481A (en) 1971-08-26 1975-01-22 Rolls Royce Aerofoil-shaped blades
GB1410014A (en) 1971-12-14 1975-10-15 Rolls Royce Gas turbine engine blade
ZA745190B (en) 1973-11-16 1975-08-27 United Aircraft Corp Mold and process for casting high temperature alloys
US3982851A (en) * 1975-09-02 1976-09-28 General Electric Company Tip cap apparatus
US4073599A (en) * 1976-08-26 1978-02-14 Westinghouse Electric Corporation Hollow turbine blade tip closure
US4180373A (en) 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
US4638628A (en) 1978-10-26 1987-01-27 Rice Ivan G Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine
FR2468727A1 (fr) 1979-10-26 1981-05-08 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbine refroidies
US4416585A (en) 1980-01-17 1983-11-22 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Blade cooling for gas turbine engine
FR2476207A1 (fr) 1980-02-19 1981-08-21 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
GB2078596A (en) 1980-06-19 1982-01-13 Rolls Royce Method of Making a Blade
GB2096523B (en) 1981-03-25 1986-04-09 Rolls Royce Method of making a blade aerofoil for a gas turbine
US4775296A (en) 1981-12-28 1988-10-04 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4515526A (en) 1981-12-28 1985-05-07 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4514144A (en) 1983-06-20 1985-04-30 General Electric Company Angled turbulence promoter
JPS611804A (ja) 1984-06-12 1986-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却式タ−ビン翼
GB2165315B (en) * 1984-10-04 1987-12-31 Rolls Royce Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades
US4770608A (en) 1985-12-23 1988-09-13 United Technologies Corporation Film cooled vanes and turbines
JPS62271902A (ja) 1986-01-20 1987-11-26 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却翼
US5052889A (en) 1990-05-17 1991-10-01 Pratt & Whintey Canada Offset ribs for heat transfer surface
US5326224A (en) 1991-03-01 1994-07-05 General Electric Company Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow
FR2689176B1 (fr) 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
JP3666602B2 (ja) 1992-11-24 2005-06-29 ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション 冷却可能なエアフォイル構造
US5486093A (en) 1993-09-08 1996-01-23 United Technologies Corporation Leading edge cooling of turbine airfoils
US5465780A (en) 1993-11-23 1995-11-14 Alliedsignal Inc. Laser machining of ceramic cores
US5842829A (en) 1996-09-26 1998-12-01 General Electric Co. Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils

Also Published As

Publication number Publication date
WO2001031171A1 (en) 2001-05-03
EP1222366B1 (en) 2004-12-29
EP1222366A1 (en) 2002-07-17
CZ298005B6 (cs) 2007-05-23
DE60017166D1 (de) 2005-02-03
CA2383961C (en) 2007-12-18
DE60017166T2 (de) 2005-05-25
CA2383961A1 (en) 2001-05-03
US6257831B1 (en) 2001-07-10
JP2003513189A (ja) 2003-04-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CZ20021393A3 (cs) Konstrukce odlévaného reakčního profilu s otvory nevyľadujícími zátkování
CN102089498B (zh) 用于燃气涡轮机的涡轮机叶片和用于制造这样的涡轮机叶片的型芯
KR100573658B1 (ko) 터빈 요소
EP1443178B1 (en) Turbine blade
JP4416417B2 (ja) ガスタービンノズルを冷却するための方法及び装置
JP4537518B2 (ja) タービン翼形部及び翼形部冷却方法
CN101550843B (zh) 燃气轮机翼型
EP1055800B1 (en) Turbine airfoil with internal cooling
JP3053174B2 (ja) ターボ機械に使用するための翼部及びその製造方法
EP1070829B1 (en) Internally cooled airfoil
KR100569765B1 (ko) 터빈블레이드
EP2912274B1 (en) Cooling arrangement for a gas turbine component
EP1505257B1 (en) Gas turbine blade circuit cooling
EP2911815B1 (en) Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component
EP3396107B1 (en) Turn cap and corresponding vane
EP2302168B1 (en) Turbine blade
EP1607576B1 (en) Airfoil cooling passageway turn and manufacturing method therefore
EP1985804A1 (en) Cooling structure
KR20070066843A (ko) 터빈 블레이드 팁 냉각
JP2013508610A (ja) 冷却流路を形成するテーパ状冷却構造体を組み込んだ翼
EP2917494B1 (en) Blade for a turbomachine
JP4683818B2 (ja) 冷却材貫流形タービン翼
EP1213442B1 (en) Rotor blade
JPH05195704A (ja) タービン翼及びガスタービン
EP2752554A1 (en) Blade for a turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A Patent lapsed due to non-payment of fee

Effective date: 20141011