CZ20031542A3 - Zařízení pro nárazové chlazení základny turbínové lopatky a způsob tohoto chlazení - Google Patents

Zařízení pro nárazové chlazení základny turbínové lopatky a způsob tohoto chlazení Download PDF

Info

Publication number
CZ20031542A3
CZ20031542A3 CZ20031542A CZ20031542A CZ20031542A3 CZ 20031542 A3 CZ20031542 A3 CZ 20031542A3 CZ 20031542 A CZ20031542 A CZ 20031542A CZ 20031542 A CZ20031542 A CZ 20031542A CZ 20031542 A3 CZ20031542 A3 CZ 20031542A3
Authority
CZ
Czechia
Prior art keywords
impingement
base
plate
cooling
impact
Prior art date
Application number
CZ20031542A
Other languages
English (en)
Other versions
CZ300480B6 (cs
Inventor
Nesim Abauf
Kevin Joseph Barb
Sanjay Chopra
David Max Kercher
Iain Robertson Kellock
Dean Thomas Lenahan
Sankar Nellian
John Howard Starkweather
Douglas Arthur Lupe
Original Assignee
General Electric Company
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 General Electric Company filed Critical General Electric Company
Publication of CZ20031542A3 publication Critical patent/CZ20031542A3/cs
Publication of CZ300480B6 publication Critical patent/CZ300480B6/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
    • 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
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

Zařízení pro nárazové chlazení základny turbínové lopatky a způsob tohoto chlazení
Oblast techniky
Vynález se obecně týká chlazení součástí plynové turbíny, přičemž se zejména týká chlazení oblastí základny lopatek plynové turbíny.
Dosavadní stav techniky
Turbínové lopatky obsahují oblast profilu a dutou patní část, umístěnou radiálně mezi profilem a koncem sestavy, jako je například rybina, s jejíž pomocí je lopatka připevněna k otočnému kolu turbíny. Poměrně plochá základna leží u spodní části profilu a tvoří horní plochu nebo stěnu duté -pa-tní—čás-t-i-.----:-;Profil má náběžnou hranu a zadní hranu, stejně jako tlakovou stranu a sací stranu. Profil je vystaven působení horkých spalovacích plynů, přičemž jsou běžně využívány chladicí okruhy ve vlastním profilu, které však nejsou součástí předmětu tohoto vynálezu, kterým je zde chlazení základny turbínové lopatky.
Únava nízkého cyklu (LCF) je jedním ze škodlivých mechanizmů, které se vyskytují u všech vysokotlakých lopatek plynových turbín. Únava nízkého cyklu je funkcí jak napětí, tak i teploty. Napětí může vznikat v důsledku mechanického • ·
zatížení, nebo může být vyvoláváno tepelným působením. Zmírňování tepelných gradientů za účelem zvýšení životnosti součástí při únavě nízkého cyklu používáním optimálních chladicích soustav je výzvou pro konstruktéry součástí plynových turbín.
Pokud je oblast základny na vnější straně lopatky v dráze plynů vystavena působení vysokých teplot od horkých plynů, tak je spodní část této základny vystavena působení poměrně nízkých teplot v důsledku působení vzduchu, unikajícího z prostoru předního rotorového kola přes radiální čep. Tento teplotní rozdíl mezi spodní a horní částí základny vede k velkému tepelnému gradientu a k vytvoření pole vysokého napětí, pročež je nutno využívat optimální chladicí soustavu pro snížení tepelných napětí v oblasti základny.
Podstata vynálezu
--V-ynáie-z—se—t-ý-k-á—un-i-kátní—metOďo±o'g±e pří konstruování požadovaných chladicích součástí pro základnu turbínové lopatky, obsahujících nárazovou desku, umístěnou v duté patní části pod základnou turbínové lopatky. Nárazová deska je umístěna v podstatě ve stejnoměrné vzdálenosti od spodní plochy (tj . od cílové plochy), přičemž je opatřena optimalizovanou soustavou nárazových chladicích otvorů, rozdělených s pomocí žebra pro vytvoření nárazových oblastí na tlakové straně základně turbínové lopatky.
Postup chlazení spočívá v tom, že vzduch je přiváděn prostřednictvím proudění v prostoru kola, přičemž je čerpán směrem k nárazové desce a přes tuto desku, načež je ponárazové proudění odváděno prostřednictvím optimálně
00 00 « • · · · 0 » 0 · · · · ·
0 · · 0 0 0 • 00« 0 umístěných řad. chladicích otvorů pro chlazení tenkou vrstvou filmu, vytvořených ve stěně základny rovněž na tlakové straně turbínové lopatky.
Předmět tohoto vynálezu zahrnuje systematické definování nejúčinnější kombinace průměrů otvorů, vzdálenosti otvorů a optimální vzdálenosti odstupu nárazové desky od spodní plochy chlazené základny. Žebro, rozdělující nárazové oblasti, je uspořádáno pro zmírnění působení degradace dvourozměrného křížového proudění na místní koeficienty přenosu tepla.
Rozdělení cílové plochy do tří různých nárazových oblastí rovněž napomáhá při následujícím:
(a) regulaci změn statického tlaku v ponárazové oblasti;
(b) regulaci momentového toku mezi tryskovým prouděním a křížovým prouděním; a (c) optimalizaci požadované velikosti koeficientů přenosu tepla na základě' měnící se distribuce tepelného napětí na cílové ploše.
Kromě uspořádání chlazení a optimalizace soustavy trysek v nárazové desce je rovněž vlastní stěna základny optimalizována pro měnící se tloušťku stěny. Za účelem vyvážení distribuce napětí na tlakové straně základny a v oblasti přechodu profilu a základny se tloušťka základny mění v osovém směru.
Nižší stejnoměrná tloušťka na straně náběžné hrany základny, a vyšší stejnoměrná tloušťka na straně zadní hrany základny se osvědčily jako nejlepší uspořádání na základě experimentálních studií. Tloušťka základny v tečném směru se může nebo nemusí měnit.
Proto se tedy jeden aspekt předmětu tohoto vynálezu týká turbínové lopatky, obsahující profil, rozprostírající se od plošiny a mající vysokotlakou stranu a nízkotlakou stranu, montážní část pro upevnění kola, dutou patní část, umístěnou radiálně mezi základnou a montážní částí pro upevnění kola, přičemž základna má spodní plochu, a dále nárazovou chladiči desku, umístěnou v duté patní části a vzdálenou od spodní plochy, přičemž nárazová chladicí deska je opatřena množinou nárazových chladicích otvorů.
Další aspekt předmětu tohoto vynálezu se týká lopatky plynové turbíny, obsahující profil, rozprostírající se od základny a mající vysokotlakou stranu a nízkotlakou stranu, montážní část pro upevnění kola, dutou patní část, umístěnou .radiálně—me-z-i—z-á-kiadnou—a— mon-táž-n-í—čá-stl—pro-upevnění kOlaj přičemž základna má spodní plochu, a dále prostředky pro umožnění nárazového chlazení spodní plochy, a prostředky pro odvádění chladicího vzduchu z duté patní části.
Ještě další aspekt předmětu tohoto vynálezu se týká způsobu chlazení základny turbínové. lopatky, umístěné radiálně mezi profilem a montážní částí, přičemž základna tvoří radiálně vnější stěnu duté patní části, přičemž předmětný způsob zahrnuje upevnění nárazové chladicí desky v duté patní části, vzdálené od spodní plochy základny a umístěné pod touto spodní plochou základny, přičemž nárazová chladicí deska je opatřena množinou nárazových chladicích otvorů, dále vytvoření výstupních otvorů v základně a ·· 9 99 9
nasměrování proudění vzduchu v prostoru kola turbíny přes nárazové chladicí otvory a přes odváděči otvory v základně.
Takže v souladu s předmětem tohoto vynálezu byla tedy vyvinuta turbínová lopatka, která obsahuje profil, rozprostírající se od základny a mající vysokotlakou stranu a nízkotlakou stranu, montážní část pro upevnění kola, dutou patní část, umístěnou radiálně mezi základnou a montážní částí pro upevnění kola, přičemž uvedená základna má spodní plochu, a nárazovou chladicí desku, umístěnou v uvedené duté patní části, přičemž uvedená nárazová chladicí deska je umístěna podél vysokotlaké strany profilu v odstupu od uvedené spodní plochy, přičemž nárazová deska je opatřena množinou oddělených soustav nárazových chladicích otvorů, p-ř-i-ěem-ž—u-vede-n-á—n-á-ra-zová—deska—rovrrěrž o'b_s”ah?irje prázdnou oblast bez nárazových otvorů, umístěnou v blízkosti zadní hrany uvedeného profilu a v podstatě obklopenou uvedenými oddělenými soustavami nárazových chladicích otvorů, přičemž uvedená základna je opatřena soustavou chladicích otvorů pro chlazení tenkou vrstvou filmu, uzpůsobených pro odvádění vzduchu z uvedené duté patní části, přičemž uvedená soustava chladicích otvorů pro chlazení tenkou vrstvou filmu je v podstatě vyrovnána s uvedenou prázdnou oblastí uvedené nárazové desky.
Turbínová lopatka podle tohoto vynálezu dále s výhodou obsahuje podélné žebro mezi uvedenou spodní plochou a «««· ·· ·»·« • r · * »t «* ·· ♦ · 9 • 9 9 » 999 9 9 · f~ 9 · ♦· ♦ 9 9 9 · 9 9
O «· 9 99 9 9 99 9
999· 9 99 ·9 9· *· uvedenou nárazovou deskou, rozdělující uvedenou nárazovou desku na více nárazových oblastí.
Uvedené nárazové chladicí . otvory jsou s výhodou v podstatě kolmé k horní a spodní ploše uvedené nárazové desky.
Uvedená nárazová deska je s výhodou vzdálena od uvedené spodní plochy uvedené základny o vzdálenost zhruba od 0,10 palce do zhruba 0,30 palce.
Uvedené nárazové chladicí otvory mají s výhodou průměr zhruba 0,020 palce.
Uvedená nárazová deska je s výhodou umístěna radiálně dovnitř od uvedené vysokotlaké strany uvedeného profilu.
V souladu s dalším aspektem předmětu tohoto vynálezu byl dá-l-e-ro-v-ně-ž-v-y-v-i-n-u-t- způsob-chi-azení-zárkTadny turbínově lopatky, umístěné radiálně mezi profilem a montážní částí, přičemž uvedená základna tvoří radiálně vnější stěnu duté patní části, kterýžto způsob obsahuje vytváření uvedené základny s tloušťkou, která je větší na straně její zadní hrany, než na straně její náběžné hrany, upevňování nárazové chladicí desky v uvedené duté patní části ve vzdálenosti od spodní plochy uvedené základny, přičemž uvedená nárazová chladicí deska je opatřena množinou nárazových chladicích otvorů, opatřování uvedené základny výstupními otvory, a i
Uvedene nárazové chladicí otvory v podstatě kolmé k horní a spodní ploše desky.
nasměrování průtoku vzduchu v prostoru kola turbíny přes uvedené nárazové chladicí otvory a uvedené výstupní otvory v uvedené základně.
Uvedená nárazová deska je s výhodou opatřena množinou oddělených soustav uvedených nárazových chladicích otvorů.
j sou s výhodou uvedené nárazové
Uvedená nárazová deska je s výhodou opatřena prázdnou oblastí bez nárazových otvorů, přičemž uvedená základna je opatřena soustavou chladicích otvorů pro chlazení tenkou vrstvou filmu, uzpůsobených pro odvádění vzduchu z uvedené duté patní části , přičemž uvedená soustava chladicích otvorů pro chlazení tenkou vrstvou filmu je v podstatě vyrovnána -s—uv-edene-u—p-rárz-dnou—ob-tarstí—uve-dené-rráTHžbve-děšlčy;
Uvedená nárazová deska je dále s výhodou opatřena množinou oddělených soustav uvedených nárazových chladicích otvorů, přičemž uvedená nárazová deska je opatřena prázdnou oblastí bez nárazových otvorů, přičemž zvěděná základná je opatřena soustavou chladicích otvorů pro chlazení tenkou vrstvou filmu, uzpůsobených pro odvádění vzduchu z uvedené duté patní části, přičemž uvedená soustava chladicích otvorů, pro chlazení tenkou vrstvou filmu je v podstatě vyrovnána s uvedenou prázdnou oblastí uvedené nárazové desky, přičemž uvedená nárazová deska je umístěna radiálně dovnitř od uvedené vysokotlaké strany uvedeného profilu.
• · · · · • · • · • · • · • · • · • · • • · · • · · · · · • · · • · ·
• · · • » • · 9 9 9 9
Přehled obrázků na výkresech
Vynález bude v dalším podrobněji objasněn na příkladech jeho konkrétního provedení, jejichž popis bude podán s přihlédnutím k přiloženým obrázkům výkresů, kde:
obr. 1 znázorňuje nárysný pohled v částečném řezu na lopatku plynové turbíny, zobrazující nárazovou desku v duté patní části lopatky;
obr. 2 znázorňuje půdorysný pohled na lopatku, vyobrazenou na obr. 1, zobrazující obecně nárazovou desku v duté patní části lopatky;
obr. 3 znázorňuje půdorysný pohled na nárazovou desku podle tohoto vynálezu; a obr. 4 znázorňuje částečný boční pohled v řezu na
-lopa-t-k-u-,—z-ob-ra-z-e-nou—na— ob-r-;—2----t
Příklady provedení vynálezu
Jak je znázorněno na vyobrazeních podle obr. 1 a podle obr. 2, tak turbínová lopatka 10 obsahuje profil 12, vybíhající svisle vzhůru od vodorovné a v podstatě rovinné základny 14 . Profil 12 má náběžnou hranu 15 a zadní hranu 17. Pod základnou 14 jsou dvě dvojice takzvaných „andělských křídel 16 a 18, rozprostírající se v opačných směrech od přední strany 20 a zadní strany 22 patní části 24 turbínové lopatky 10.
Základna 14 je spojena s patní částí 24 turbínové lopatky 10, přičemž tvoří část této patní části 24 turbínové lopatky, která je rovněž opatřena bočními stěnami 26. Pod dutou patní částí 24 je rybina 28 (která je znázorněna pouze částečně), jejíž prostřednictvím je turbínová lopatka 10 připevněna ke kolu turbíny, kterým je u příkladného provedení kolo prvního nebo druhého stupně plynové turbíny.
Profil 12 má vysokotlakou stranu 30 a nízkotlakou stranu 32, takže základna 14 má rovněž vysokotlakou stranu 34 a nízkotlakou stranu 36. Dutá patní část 24 turbínové lopatky 10 leží přímo a radiálně pod základnou 14, přičemž v této duté patní části 24 je připevněna nárazová deska 38 (pájením nebo jinými vhodnými prostředky) k vnitřku patní části 24 podél integrálních výstupků nebo osazení 40 a 42 (viz obr. 4) na spodní ploše 44 základny 14, která odpovídá vnějšímu obvodu nárazové desky 38.
-Ja-k—j-e—z-n-á-z-o-rněno—na—vyobrazení prrdle obřá 3ý IěTT nárazová deska 38 poměrně blízko u spodní plochy 44 základny 14, které v podstatě odpovídá, takže vzdálenost mezi nárazovou deskou 38 a spodní plochou 44 základny 14 zůstává v podstatě konstantní.
Nárazová deska 38 je nejlépe vidět na vyobrazení podle obr. 3, kde je znázorněn její půdorysný pohled.
Nárazová deska 38 je rozdvojena prostřednictvím vzpřímeného žebra 46, jehož tloušťka odpovídá vzdálenosti mezi spodní plochou základny 14 a nárazovou deskou 38. Tato vzdálenost může mít velikost zhruba od 0,10 palce do 0,30 palce, přičemž má s výhodou velikost zhruba 0,20 palce.
-j z .
Nárazová deska 38 je opatřena první soustavou nárazových otvorů nebo trysek 48 v blízkosti profilu 12, druhou ;
soustavou nárazových otvorů nebo trysek 50 na druhé straně ΐ vzpřímeného žebra 4 6, vzdálené od profilu 12, a třetí ’’ soustavou nárazových otvorů nebo trysek 52 v rohu nárazové desky 38 v blízkosti zadní hrany 17 profilu 12.
Jak lze .vidět na vyobrazení podle obr. 3, tak tyto tři soustavy nárazových otvorů obklopují prázdnou oblast 54 j 'ij nárazové desky 38, která leží přímo pod soustavou chladicích ij otvorů 56 pro chlazení tenkou vrstvou filmu, vytvořenou ' v základně 14 (znázorněno čárkovaně na vyobrazení podle / obr. 3), a to pro usnadnění pochopení prostorového vztahu mezi nárazovými otvory v nárazové desce 38 a chladicími otvory v základně 14.
Je nutno zdůraznit, že všechny nárazové otvory nejsou na
-v-yob-ra-z-e-n-í-pedie-obr^-3-znázorněny! přičemž ňě’kbTÍ~]<
znázorněných otvorů není zobrazeno v příslušném měřítku. Nicméně soustavy čar 58, 60 a 62 představují osy řad otvorů v každé příslušné soustavě. Šipky 64 směru proudění znázorňují směr proudění chladicího vzduchu po průchodu nárazovou deskou 38 podél spodní plochy základny 14 směrem k výstupnímu místu u chladicích otvorů 56 pro chlazení tenkou vrstvou filmu v základně 14.
Otvory v každé soustavě jsou od sebe vzájemně vzdáleny v dané řadě ve směru „rozpětí, přičemž vlastní řady jsou vzdáleny ve směru průtokového proudu. V závislosti na příslušném uplatnění še mohou vzdálenosti v obou směrech měnit. U jednoho příkladného provedení se mohou vzdálenosti řad ve směru průtokového proudu, měnit od 0,16 do 0,43 palce. :
Vzdálenost otvorů ve směru rozpětí se může měnit od 0,14 do
0,27 palce.
Všechny nárazové chladicí otvory 48, 50 a 52 v nárazové ! desce 38 jsou vyvrtány kolmo k horní a spodní ploše nárazové desky 38, přičemž mohou mít průměr o velikosti zhruba 0,020 palce. Chladicí otvory 56 pro chlazení tenkou vrstvou filmu jsou vyvrtány v základně 14 pod určitým úhlem pro podporu připevnění · k povrchu základny 14, takže vykonávají přídavnou chladicí funkci.
Vhodným zvolením průměrů nárazových otvorů, vzdáleností <
v obou směrech, tj . ve směru rozpětí a ve směru průtokového ί proudu, jakož i optimální oddělovací vzdálenosti mezi nárazovou deskou 38 a spodní plochou 44 základny 14 lze dosáhnout několika výhod. Může být například minimalizován celkový pokles tlaku přes nárazovou desku 38, přičemž lze dosa-hov-a-t—v-ýbo-mé-h©—r-o-z-děien-í—koeficientu—pátenosu těpTa na H cílové ploše (tj. na spodní ploše 44) rovněž regulací a momentového toku (snížením nepříznivého ovlivňování f uspořádání soustavy trysek nárazovým křížovým prouděním). ;
Kromě toho využití vzpřímeného žebra 46, které rozdvojuje nárazovou oblast, definovanou příslušnými soustavami nárazových otvorů 48, 50 a 52, snižuje nepříznivý vliv nárazového dvourozměrného křížového proudění na místní koeficienty přenosu tepla. Rovněž to napomáhá zmírňování ohybu nárazové desky 38 v důsledku poměru tlaku přes nárazovou desku 38, stejně jako odstředivého zatížení v důsledku vlivu otáčivého pole.
,y
Kromě uspořádání chlazení a optimalizovaného uspořádání soustavy trysek a nárazové desky 38 je stěna základny 14 optimalizována prostřednictvím měnění uspořádání tloušťky stěny. Za účelem vyvážení napětí na tlakové straně základny 14 a oblasti přechodu mezi profilem 12 a základnou 14 se tloušťka základny 14 mění v osovém směru, jak je nejlépe vidět na vyobrazení podle obr. 1.
Nižší stejnoměrná tloušťka na straně náběžné hrany 15 základny 14 (například 0,160 palce), vyšší stejnoměrná tloušťka na zadní hraně 17. základny 14 (například 0,380 palce) a mezilehlá změna kolem středu základny 14 se osvědčily jako- nej lepší uspořádání na základě experimentálních studií. Toto specifické geometrické uspořádání základny 14 v kombinaci s popsaným uspořádáním chlazení poskytuje tu nej lepší životnost při únavě nízkého cyklu.
s
i
-Pře-s-te-ž-e-b-y-1-předmět-tahoto-vynále'z'u-popsán ve spojitosti s jeho příkladným provedením, které je v současné době považováno za nejpraktičtější, je zcela pochopitelné, že předmět tohoto vynálezu se neomezuje pouze na shora popsané provedení, neboť je naopak určen k pokrytí různých modifikací a ekvivalentních uspořádání, které spadají do myšlenky a rozsahu přiložených patentových nároků.

Claims (9)

  1. PATENTOVÉ NÁROKY
    1. Turbínová lopatka (10), vyznačující se tím, že obsahuje profil (12), rozprostírající se od základny (14) a mající vysokotlakou stranu (30) a nízkotlakou stranu (32), montážní část (28) pro upevnění kola, dutou patní část (24), umístěnou radiálně mezi základnou (14) a montážní částí (28) pro upevnění kola, přičemž uvedená základna (14) má spodní plochu (44), a nárazovou chladicí desku (38), umístěnou v uvedené duté patní části (24), přičemž uvedená nárazová chladicí deska (38) je umístěna podél vysokotlaké strany (30) profilu (12) v odstupu od uvedené spodní plochy (44), přičemž nárazová deska (38) je opatřena množinou oddělených soustav nárazových chladicích otvorů—(-4-8-,—5-0-,—5-2-)-,—p-řiěemž—uvedená—ná'ra_z'ová deška (’3’8’) rovněž obsahuje prázdnou oblast (54) bez nárazových otvorů, umístěnou v blízkosti zadní hrany (17) uvedeného profilu (12) a v podstatě obklopenou uvedenými oddělenými soustavami nárazových chladicích otvorů (48, 50, 52), přičemž uvedená základna (14) je opatřena soustavou chladicích otvorů (56) pro chlazení tenkou vrstvou filmu, uzpůsobených pro odvádění vzduchu z uvedené duté patní části (24), přičemž uvedená soustava chladicích otvorů (56) pro chlazení tenkou vrstvou filmu je v podstatě vyrovnána s uvedenou prázdnou oblastí (54) uvedené nárazové desky (38).
  2. 2. Turbínová lopatka (10) podle nároku 1, vyznačuj ící tím, že dále obsahuje · · '· · β 9 fc fc·· • fc i podélné žebro (46) mezi uvedenou spodní plochou (44) uvedenou nárazovou deskou (38), rozdělující uvedenou nárazovou desku (38) na více nárazových oblastí.
    3. Turbínová lopatka (10) v y z n a č u j í c í se tím chladicí otvory (48, 50, 52) j sou v spodní ploše uvedené nárazové desky 4. Turbínová lopatka (10) v y z n a č u j í c í se tím
    podle nároku 1, že uvedené nárazové podle nároku 1, že uvedená nárazová deska (38) je vzdálena od uvedené spodní plochy (44) uvedené základny' (14) o vzdálenost zhruba od 0,10 palce do zhruba 0,30 palce.
  3. 5. Turbínová lopatka (10) podle nároku 1, vyznačující se tím, že uvedené nárazové chladicí otvory (48, 50, 52) mají průměr zhruba 0,020 palce.
  4. 6. Turbínová lopatka vyznačující se deska (38) je umístěna (10) podle nároku 1, tím, že uvedená nárazová radiálně dovnitř od uvedené vysokotlaké strany (30) uvedeného profilu (12).
  5. 7. Způsob chlazení základny (14) turbínové lopatky (10), umístěné radiálně mezi profilem (12) a montážní částí (28), přičemž uvedená základna (14) tvoří radiálně vnější stěnu duté patní části (24), vyznačující se tím, že obsahuje *··· ·· ··· · • 999 ·
    9 9 9 9 9 vytváření uvedené základny (14) s tloušťkou, která je vetší na straně její zadní hrany (17), než na straně její náběžné hrany (15), upevňování nárazové chladicí desky (38) v uvedené duté patní části (24) ve vzdálenosti od spodní plochy (44) uvedené základny (14), přičemž uvedená nárazová chladicí deska (38) je opatřena množinou nárazových chladicích otvorů (48, 50,
    52), opatřování otvory (56), a uvedené základny (14) výstupními nasměrování průtoku vzduchu v prostoru kola turbíny přes I uvedene nárazové chladicí otvory (48, 50, 52) a uvedené výstupní otvory (56) v uvedené základně (14).
  6. 8. Způsob podle nároku 7,
    -v—y—z—n—a—ě—u—j—t-e—í-s—e-t—ňm—, že uvederrá nárazová“ deska (38) je opatřena množinou oddělených soustav uvedených nárazových chladicích otvorů (48, 50, 52).
  7. 9. Způsob podle nároku 7, vyznačující se tím, že uvedené nárazové chladicí otvory (48, 50, 52) jsou v podstatě kolmé k horní a spodní ploše uvedené nárazové desky (38).
  8. 10. Způsob podle nároku 8, vyznačující se tím, že uvedená nárazová deska (38) je opatřena prázdnou oblastí (54) bez nárazových otvorů, přičemž uvedená základna (14) je opatřena soustavou chladicích otvorů (56) pro chlazení tenkou vrstvou filmu, uzpůsobených pro odvádění vzduchu z uvedené duté patní části (24), přičemž uvedená soustava chladicích otvorů (56) pro chlazení tenkou vrstvou filmu je v podstatě vyrovnána s uvedenou prázdnou oblastí. (54) uvedené nárazové desky (38).
  9. 11. Způsob podle nároku vyznačující se tím, že uvedená nárazová deska (38) je opatřena množinou oddělených soustav uvedených nárazových chladicích otvorů (48, 50, 52), přičemž uvedená nárazová deska (38) je opatřena prázdnou oblastí (54) bez nárazových otvorů, přičemž zvěděná základná (14) je opatřena soustavou chladicích otvorů (56) pro chlazení tenkou vrstvou filmu, uzpůsobených pro odvádění vzduchu z uvedené duté patní části (24), přičemž uvedená soustava chladicích otvorů (56), pro chlazení tenkou vrstvou filmu je v podstatě vyrovnána s uvedenou prázdnou oblastí (54) uvedené nárazové desky (38), přičemž uvedená nárazová deska (38) je umístěna radiálně dovnitř od uvedené vysokotlaké strany (30) uvedeného pro-f-íiu—(-12-)—----—----
CZ20031542A 2000-12-19 2001-08-20 Turbínová lopatka a zpusob chlazení její základny CZ300480B6 (cs)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/739,445 US6478540B2 (en) 2000-12-19 2000-12-19 Bucket platform cooling scheme and related method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CZ20031542A3 true CZ20031542A3 (cs) 2003-10-15
CZ300480B6 CZ300480B6 (cs) 2009-05-27

Family

ID=24972338

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ20031542A CZ300480B6 (cs) 2000-12-19 2001-08-20 Turbínová lopatka a zpusob chlazení její základny

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6478540B2 (cs)
EP (1) EP1346131B1 (cs)
JP (1) JP4738715B2 (cs)
KR (1) KR100814168B1 (cs)
CZ (1) CZ300480B6 (cs)
WO (1) WO2002050402A1 (cs)

Families Citing this family (60)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2395987B (en) * 2002-12-02 2005-12-21 Alstom Turbine blade with cooling bores
US6776583B1 (en) 2003-02-27 2004-08-17 General Electric Company Turbine bucket damper pin
US6805534B1 (en) 2003-04-23 2004-10-19 General Electric Company Curved bucket aft shank walls for stress reduction
US6945749B2 (en) 2003-09-12 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform cooling system
US7147440B2 (en) * 2003-10-31 2006-12-12 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7600972B2 (en) * 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7097417B2 (en) * 2004-02-09 2006-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for an airfoil vane
US20050220618A1 (en) * 2004-03-31 2005-10-06 General Electric Company Counter-bored film-cooling holes and related method
US7131817B2 (en) * 2004-07-30 2006-11-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7198467B2 (en) * 2004-07-30 2007-04-03 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7189063B2 (en) * 2004-09-02 2007-03-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7090466B2 (en) * 2004-09-14 2006-08-15 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engine rotor assemblies
US7186089B2 (en) * 2004-11-04 2007-03-06 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a platform of a turbine blade
US7255536B2 (en) * 2005-05-23 2007-08-14 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform cooling circuit
US20060269409A1 (en) * 2005-05-27 2006-11-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade having a platform, a method of forming the moving blade, a sealing plate, and a gas turbine having these elements
US7597536B1 (en) 2006-06-14 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with de-coupled platform
US7695247B1 (en) 2006-09-01 2010-04-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade platform with near-wall cooling
US7841828B2 (en) * 2006-10-05 2010-11-30 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with submerged endwall cooling channel
US7927073B2 (en) * 2007-01-04 2011-04-19 Siemens Energy, Inc. Advanced cooling method for combustion turbine airfoil fillets
US7775769B1 (en) 2007-05-24 2010-08-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil fillet region cooling
US8016546B2 (en) 2007-07-24 2011-09-13 United Technologies Corp. Systems and methods for providing vane platform cooling
CH700687A1 (de) 2009-03-30 2010-09-30 Alstom Technology Ltd Gekühltes bauteil für eine gasturbine.
US8523527B2 (en) * 2010-03-10 2013-09-03 General Electric Company Apparatus for cooling a platform of a turbine component
US9630277B2 (en) * 2010-03-15 2017-04-25 Siemens Energy, Inc. Airfoil having built-up surface with embedded cooling passage
US8647064B2 (en) 2010-08-09 2014-02-11 General Electric Company Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly
US9416666B2 (en) 2010-09-09 2016-08-16 General Electric Company Turbine blade platform cooling systems
US8814517B2 (en) 2010-09-30 2014-08-26 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8777568B2 (en) 2010-09-30 2014-07-15 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8794921B2 (en) 2010-09-30 2014-08-05 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8851846B2 (en) 2010-09-30 2014-10-07 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8684664B2 (en) * 2010-09-30 2014-04-01 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8840369B2 (en) 2010-09-30 2014-09-23 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US20120107135A1 (en) * 2010-10-29 2012-05-03 General Electric Company Apparatus, systems and methods for cooling the platform region of turbine rotor blades
US8814518B2 (en) 2010-10-29 2014-08-26 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8657574B2 (en) * 2010-11-04 2014-02-25 General Electric Company System and method for cooling a turbine bucket
RU2548226C2 (ru) 2010-12-09 2015-04-20 Альстом Текнолоджи Лтд Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа
US8636471B2 (en) 2010-12-20 2014-01-28 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8753083B2 (en) 2011-01-14 2014-06-17 General Electric Company Curved cooling passages for a turbine component
US8550783B2 (en) 2011-04-01 2013-10-08 Alstom Technology Ltd. Turbine blade platform undercut
US8734111B2 (en) 2011-06-27 2014-05-27 General Electric Company Platform cooling passages and methods for creating platform cooling passages in turbine rotor blades
US8858160B2 (en) 2011-11-04 2014-10-14 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8870525B2 (en) 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8845289B2 (en) 2011-11-04 2014-09-30 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8893507B2 (en) 2011-11-04 2014-11-25 General Electric Company Method for controlling gas turbine rotor temperature during periods of extended downtime
US9022735B2 (en) 2011-11-08 2015-05-05 General Electric Company Turbomachine component and method of connecting cooling circuits of a turbomachine component
US9482098B2 (en) * 2012-05-11 2016-11-01 United Technologies Corporation Convective shielding cooling hole pattern
US9121292B2 (en) 2012-12-05 2015-09-01 General Electric Company Airfoil and a method for cooling an airfoil platform
US9719362B2 (en) 2013-04-24 2017-08-01 Honeywell International Inc. Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
US9810070B2 (en) 2013-05-15 2017-11-07 General Electric Company Turbine rotor blade for a turbine section of a gas turbine
SG11201508706RA (en) 2013-06-10 2015-12-30 United Technologies Corp Turbine vane with non-uniform wall thickness
JP6247385B2 (ja) 2013-06-17 2017-12-13 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ プラットフォームパッドを備えるタービンベーン
US20160169001A1 (en) * 2013-09-26 2016-06-16 United Technologies Corporation Diffused platform cooling holes
US10001018B2 (en) 2013-10-25 2018-06-19 General Electric Company Hot gas path component with impingement and pedestal cooling
US10030523B2 (en) * 2015-02-13 2018-07-24 United Technologies Corporation Article having cooling passage with undulating profile
EP3124744A1 (de) * 2015-07-29 2017-02-01 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufel mit prallgekühlter plattform
US10428666B2 (en) 2016-12-12 2019-10-01 United Technologies Corporation Turbine vane assembly
US20180355725A1 (en) * 2017-06-13 2018-12-13 General Electric Company Platform cooling arrangement in a turbine component and a method of creating a platform cooling arrangement
US10539026B2 (en) 2017-09-21 2020-01-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cooling holes having variable roughness
US20190264569A1 (en) * 2018-02-23 2019-08-29 General Electric Company Turbine rotor blade with exiting hole to deliver fluid to boundary layer film

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3800864A (en) * 1972-09-05 1974-04-02 Gen Electric Pin-fin cooling system
US3936227A (en) 1973-08-02 1976-02-03 General Electric Company Combined coolant feed and dovetailed bucket retainer ring
US3967353A (en) 1974-07-18 1976-07-06 General Electric Company Gas turbine bucket-root sidewall piece seals
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4012167A (en) 1975-10-14 1977-03-15 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4244676A (en) 1979-06-01 1981-01-13 General Electric Company Cooling system for a gas turbine using a cylindrical insert having V-shaped notch weirs
US4531889A (en) 1980-08-08 1985-07-30 General Electric Co. Cooling system utilizing flow resistance devices to distribute liquid coolant to air foil distribution channels
US4712979A (en) * 1985-11-13 1987-12-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-retained platform cooling plate for turbine vane
US4781534A (en) * 1987-02-27 1988-11-01 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for reducing windage and leakage in steam turbine incorporating axial entry blade
US5415526A (en) * 1993-11-19 1995-05-16 Mercadante; Anthony J. Coolable rotor assembly
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
EP0789806B1 (en) * 1994-10-31 1998-07-29 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine blade with a cooled platform
US5738489A (en) 1997-01-03 1998-04-14 General Electric Company Cooled turbine blade platform
JP3546135B2 (ja) * 1998-02-23 2004-07-21 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム
US6176678B1 (en) 1998-11-06 2001-01-23 General Electric Company Apparatus and methods for turbine blade cooling
EP1028228A1 (de) * 1999-02-10 2000-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Kühlvorrichtung für Turbinenlaufschaufelplattform
US6158962A (en) 1999-04-30 2000-12-12 General Electric Company Turbine blade with ribbed platform
EP1087102B1 (en) * 1999-09-24 2010-09-29 General Electric Company Gas turbine bucket with impingement cooled platform

Also Published As

Publication number Publication date
EP1346131A1 (en) 2003-09-24
US6478540B2 (en) 2002-11-12
US20020076324A1 (en) 2002-06-20
KR20030076994A (ko) 2003-09-29
CZ300480B6 (cs) 2009-05-27
KR100814168B1 (ko) 2008-03-14
EP1346131B1 (en) 2013-05-08
JP4738715B2 (ja) 2011-08-03
JP2004521219A (ja) 2004-07-15
WO2002050402A1 (en) 2002-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CZ20031542A3 (cs) Zařízení pro nárazové chlazení základny turbínové lopatky a způsob tohoto chlazení
US7717675B1 (en) Turbine airfoil with a near wall mini serpentine cooling circuit
US7670113B1 (en) Turbine airfoil with serpentine trailing edge cooling circuit
JP5410011B2 (ja) 二重送り蛇行冷却ブレード
US8047788B1 (en) Turbine airfoil with near-wall serpentine cooling
US5813836A (en) Turbine blade
EP1087102B1 (en) Gas turbine bucket with impingement cooled platform
US6595748B2 (en) Trichannel airfoil leading edge cooling
US7249934B2 (en) Pattern cooled turbine airfoil
US7097419B2 (en) Common tip chamber blade
CA2477402C (en) Converging pin cooled airfoil
US7568882B2 (en) Impingement cooled bucket shroud, turbine rotor incorporating the same, and cooling method
US20070122282A1 (en) Central cooling circuit for a moving blade of a turbomachine
US7527475B1 (en) Turbine blade with a near-wall cooling circuit
US20120020768A1 (en) Cooled constructional element for a gas turbine
US8348612B2 (en) Turbine blade tip shroud
US8057177B2 (en) Turbine blade tip shroud
US7946816B2 (en) Turbine blade tip shroud
US8257041B1 (en) Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits
US7946817B2 (en) Turbine blade tip shroud
US20110194944A1 (en) Turbine blade equipped with means of adjusting its cooling fluid flow rate
CZ20003307A3 (cs) Chladicí okruh lopatky plynové turbíny a způsob jejího chlazení
RU2741357C2 (ru) Лопатка турбины, содержащая систему охлаждения
CZ20003682A3 (cs) Chlazení tenkou vrstvou filmu pro uzavřeným okruhem chlazený profil
JP2001214707A (ja) 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル

Legal Events

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

Effective date: 20140820