CZ298450B6 - Chlazená konstrukce reakcního profilu plynové turbíny - Google Patents

Chlazená konstrukce reakcního profilu plynové turbíny Download PDF

Info

Publication number
CZ298450B6
CZ298450B6 CZ20021392A CZ20021392A CZ298450B6 CZ 298450 B6 CZ298450 B6 CZ 298450B6 CZ 20021392 A CZ20021392 A CZ 20021392A CZ 20021392 A CZ20021392 A CZ 20021392A CZ 298450 B6 CZ298450 B6 CZ 298450B6
Authority
CZ
Czechia
Prior art keywords
strips
leading edge
gas turbine
array
profile structure
Prior art date
Application number
CZ20021392A
Other languages
English (en)
Other versions
CZ20021392A3 (cs
Inventor
Trindade@Ricardo
Papple@Michael
Abdel-Messeh@William
Tibbott@Ian
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 CZ20021392A3 publication Critical patent/CZ20021392A3/cs
Publication of CZ298450B6 publication Critical patent/CZ298450B6/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
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F3/00—Plate-like or laminated elements; Assemblies of plate-like or laminated elements
    • F28F3/02—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations
    • F28F3/04—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations the means being integral with the element
    • 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
    • F05D2240/127—Vortex generators, turbulators, or the like, for mixing
    • 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
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Chlazená konstrukce (116, 216) reakcního profilu plynové turbíny má nábežnou hranu (124, 224) a vnitrní chladicí kanál (130, 230), mající stranu nábežné hrany blíž k nábežné hrane (124, 224) profilu než svou druhou stranu. Uvnitr vnitrního chladicího kanálu (130, 230) nábežné hrany je usporádána konstrukce podporující prestup tepla, která obsahujemnožinu v rozestupu umístených narážecích pásku (144S, 144P, 145S, 244, 245), zahrnující první seskupení narážecích pásku (144S, 144P, 244), usporádané dále od nábežné hrany (130, 230) než druhé seskupení narážecích pásku (145S, 145P, 245). Narážecípásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení mají alespon výšku (h) a/nebo šírku (w) vetší než je výška (h) nebo šírka (w) narážecích pásku (145S, 145P,245) druhého seskupení. Narážecí pásky (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) jsou v kanálu (130, 230) usporádány vzájemne blíže u sebe na strane nábežnéhrany než na jeho druhé strane. Dále je popsána chlazená konstrukce (116, 216) reakcního profilu plynové turbíny, obsahující první a druhou protilehlou bocní stenu (121, 122, 220), vzájemne spojené vnábežné hrane (124, 224) a odtokové hrane (126), vnitrní chladicí kanál (130, 230), uvnitr kterého je usporádána konstrukce podporující prestup tepla, která obsahuje množinu narážecích pásku (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245), z nichž každý má výšku(h) a šírku (w), urcující pomer w/h. Množina narážecích pásku (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) jeusporádána tak, že tvorí první a druhé seskupení prícne procházejících narážecích pásku (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245). Narážecí pásky (145S, 145P, 245) druhého seskupení jsou usporádány vzájemneblíže k sobe než n

Description

Chlazená konstrukce reakčního profilu plynové turbíny
Oblast techniky
Vynález se týká chlazené konstrukce reakčního profilu plynové turbíny, mající náběžnou hranu, vnitřní chladicí kanál náběžné hrany, kterým obíhá chladicí tekutina pro konvenční chlazení konstrukce reakčního profilu, kanál, mající stranu náběžné hrany blíž k náběžné hraně než svou druhou stranu a uvnitř vnitřního chladicího kanálu náběžné hrany je uspořádána konstrukce podporující přestup tepla, která obsahuje množinu v rozestupu umístěných narážecích pásků uspořádaných pro směrování chladicí tekutiny směrem k chladicímu kanálu náběžné hrany v páru proti sobě se otáčejícím virů pro podporování přestupu tepla v chladicím kanálu náběžné hrany.
Dosavadní stav techniky
Je dobře známé chladit konstrukce reakčních profilů, jako jsou lopatky plynových turbín nebo listy, vystavené atmosféře horkého plynu obíháním chladicí tekutiny vnitřními chladicími kanály, vytvořenými uvnitř konstrukce reakčního profilu, aby se snížila hladina tepelných napětí a snížila se vrcholová teplota reakčního profilu v konstrukci reakčního profilu a tak chránit integritu konstrukce a její životnost.
U uplatnění plynové turbíny jsou reakční profily obvykle chlazeny vzduchem části tlakového vzduchu, vycházejícího z kompresoru plynové turbíny. Aby se zachovala celková účinnost plynové turbíny, je třeba použít co možná nejméně vzduchu pro chlazení konstrukce reakčního profilu. Proto se snaha použít účinně chladicí vzduch. Např. vyložená patentová přihláška GB č. 2 112 467 podaná 3. prosince 1981 jménem Schwarzman a kol. popisuje chlazený reakční profil, mající v náběžné hraně chladicí kanál, ve kterém je několik stejných narážecích pásků a majících stejnou velikost, orientováno šikmo k podélné ose chladicího kanálu, aby se zvýšila turbulence v oblasti náběžné hrany lopatky, která je obvykle nejvíce tepelně zatíženou částí reakčního profilu.
Patent US 4 416 585 vydaný 22. listopadu 1983 (Ábel Messeh) a patent US 4 514 144 vydaný 30. dubna 1985 (Lee) oba popisují chlazenou lopatku, mající vnitřní chladicí kanál, ve které je pár žeber stejné velikosti šikmo uspořádaných, aby tvořily mezi sebou kanál pro vedení chladicí tekutiny podél zvolené dráhy proudění pro zvýšení koeficientu přestupu tepla, zatímco se současně minimalizuje pokles tlaku chladicí tekutiny ve vnitřním chladicím kanálu.
Evropská patentová přihláška EP 0 939 196 A2 zveřejněná 1. září 1999 popisuje lopatku plynové turbíny, mající vnitřní chladicí kanál náběžné hrany opatřený několika narážecími pásky uspořádanými ve vzájemném rozestupu, ve dvou řadách ekvidistantních od náběžné hrany lopatky. Narážecí pásky obou řad mají stejnou výšku a šířku. Řady mají stejnou lineární hustotu narážecích pásků.
Německá patentová přihláška DE 195 26 917 Al zveřejněná 23. ledna 1997 popisuje lopatku plynové turbíny, mající vnitřní chladicí kanál opatřený vedle sebe umístěnými narážecími pásky podobné výšky a šířky. Řady narážecích pásků mají stejnou lineární hustotu.
I když konstrukce pro napomáhání přestupu tepla popsané ve shora zmíněných odkazech jsou účinné, bylo zjištěno, že je potřeba nová a zdokonalená konstrukce pro napomáhání přestupu tepla, která umožňuje variabilní proudění chladivá a rozdělení koeficientu přestupu tepla, které lze nastavit podle nestejnoměrného venkovního tepelného zatížení.
- 1 CZ 298450 B6
Podstata vynálezu
Je proto úkolem předloženého vynálezu vytvořit novou a dokonalejší konstrukci podporující přestup tepla, která je upravena pro účinné použití chladicí tekutiny, aby konvekčně chladila konstrukci reakčního profilu plynové turbíny.
Je také úkolem předloženého vynálezu vytvořit takovou konstrukci pro napomáhání přestupu tepla, která umožňuje měnitelné rozložení chladicího proudu a koeficientu přestupu.
Proto je podle předloženého vynálezu vytvořena konstrukce chlazeného reakčního profilu plynové turbíny, mající náběžnou hranu, vnitřní chladicí kanál náběžné hrany, kterým cirkuluje chladicí tekutina, aby konvekčně chladila konstrukci reakčního profilu, a konstrukci podporující přestup tepla, vytvořenou uvnitř vnitřního chladicího kanálu náběžné hrany. Konstrukce podporující přestup tepla obsahuje několik narážecích pásků, uspořádaných tak, aby způsobily, aby chladicí tekutina proudila směrem k náběžné hraně v páru proti sobě a otáčejících virů, což podporuje přestup tepla na náběžné hraně.
Dalším znakem předloženého vynálezu je provedení konstrukce chlazeného reakčního profilu pro plynovou turbínu, obsahující první a druhou protilehlou boční stěnu, které jsou vzájemně spojené v podélně procházející náběžné a odtokové hraně, alespoň jeden podélně procházející chladicí kanál, kterým proudí chladicí tekutina, aby konvekčně chladila konstrukci reakčního profilu a konstrukci podporující přestup tepla uvnitř vnitřního chladicího kanálu. Konstrukce podporující přestup tepla obsahuje několik narážecích pásků, uspořádaných uvnitř chladicího kanálu, aby se dosáhlo různé rozložení koeficientu přestupu tepla. Každý z narážecích pásků má výšku (h) a šířku (w), určující poměr w/h. Uvnitř řady narážecích pásků se alespoň jedna z hodnot: výška (h), šířka (w), poměr w/h mění podél příčné osy vzhledem k vnitřnímu chladicímu kanálu. To výhodně vytvoří různé proudění a rozložení koeficientu přestup tepla, což umožňuje snížení požadavků na chladicí proud.
Podle dalšího znaku vynálezu předloženého vynálezu je vytvořen způsob chlazení náběžné hrany reakčního profilu plynové turbíny, mající vnitřní chladicí kanál náběžné hrany, procházející mezi první a druhou boční stěnou, obsahující následující kroky: vytvoření konstrukce podporující přestup tepla uvnitř vnitřního kanálu náběžné hrany, směrující chladicí tekutinu do vnitřního chladicího kanálu náběžné hrany a způsobující, že chladicí tekutina proudí směrem k náběžné hraně v páru proti sobě se otáčejících virů, což podporuje přestup tepla v náběžné hraně.
Přehled obrázků na výkresech
Příkladné provedení konstrukce podporující přestup tepla podle předloženého vynálezu je znázorněno na připojených výkresech, kde obr. 1 je částečný podélný řez vnitřně konvekčně chlazené lopatky podle prvního provedení předloženého vynálezu;
obr. 2 je řez 2a-2a z obr. 1;
obr. 2b je řez 2b-2b z obr. 1;
obr. 3 je částečný podélný řez vnitřně konvekčně chlazenou lopatkou podle druhého provedení předloženého vynálezu;
obr. 4 je zvětšený řez 4-4 z obr. 3; a obr. 5 je částečný podélný řez vnitřně konvekčně chlazenou lopatkou podle třetího provedení vynálezu.
-2CZ 298450 B6
Popis příkladu provedení
Na obr. 1, 2a a 2b je znázorněna vnitřně konvekčně chlazená lopatka 10, vhodná pro použití jako lopatka běžné plynové turbíny (neznázoměna).
Chlazená lopatka 10 obsahuje kořenovou část 12, plochou část 14 a dutou reakční část 16, přes kterou proudí spalovací plyny vznikající ve spalovacím zařízení (neznázoměno), tvořícím část plynové turbíny. Kořenová část 12, plochá část 14 a reakční část 16 jsou obvykle odlity v celku jako jednotková konstrukce.
Podle jednoho provedení předloženého vynálezu chlazená lopatka 10 prochází radiálně z rotoru (neznázoměn) a je k němu připojena kořenovou částí 12. Kořenová část 12 určuje tekutinový kanál 18, který je v tekutinovém spojení se zdrojem tlakové chladicí tekutiny, obvykle tlakovým vzduchem vznikajícím v kompresoru (neznázoměný) plynové turbíny.
Dutá reakční část 16 obsahuje tlakovou boční stěnu 20 a sací boční stěnu 22, vzájemně spojené v podélně procházejících náběžných a odtokových hranách 24 a 26. Reakční část 16 dále obsahuje koncovou stěnu 28 a jejím vzdálenějším konci. Jak je patrno na obr. 1, 2a a 2b, reakční část 16 určuje vnitřní chladicí kanál 29 uspořádaný serpentinovitě a kterým prochází chladicí vzduch, aby konvekčně chladil lopatku 10, jak je označeno šipkami 27 na obr. 1.
Chladicí kanál 29 obsahuje chladicí kanál 30 náběžné hrany 24, procházející v příčném nebo podélném směru lopatky 10 a její stěny 24 náběžné hrany. Chladicí kanál 30 náběžné hrany 24 je v proudovém spojení s kanálem 18 a prochází ke koncové stěně 28 lopatky 10, kde chladicí vzduch se vychyluje o 180° ke střednímu chladicímu kanálu 32, jak je znázorněno na obr. 1. Chladicí vzduch potom proudí podélně do středního chladicího kanálu 32 směrem ke kořenové části 12 lopatky 10 předtím, než se vychýlil o 180° podélně do chladicího kanálu 34 vlečné hrany 26, která prochází ke koncové stěně 28 a ve kterém je uspořádáno několik sloupků 36 mezi tlakovou a sací boční stěnou 20 a 22 chlazené lopatky Chladicí vzduch je obvykle vypouštěn z chladicího kanálu 34 odtokové hrany 26 několika výfukovými otvory 38, vytvořenými ve zvolených místech přes odtokovou hranu 26, jak vidět na obr. 2a a 2b.
Chladicí kanál 30 náběžné hrany 24 je vymezen tlakovými a sacími bočními stěnami 20 a 22, stěna 24 náběžné hrany a přepážka 40 prochází v podélném směru lopatky 10 mezi tlakovou a sací boční stěnou 20 a 22. Jak je patrno z obr. 1, přepážka 40 tvoří mezeru mezi koncovou stěnou 28, aby mohl chladicí vzduch proudit z chladicího kanálu 30 náběžné hrany 24 do středního nebo tětivového chladicího kanálu 32. Podobně druhá přepážka 42 (viz obr. 2a a 2b) prochází podélně z koncové stěny 28 chlazené lopatky 10 směrem ke kořenové části 12 mezi tlakovou a sací boční stěnou 20 a 22 pro oddělení středního chladicího kanálu 32 od chladicího kanálu 34 vlečné hrany 26 a to způsobí, že chladicí vzduch proudí serpentinovitě směrem k výfukovým otvorům 38, vytvořeným přes vlečnou hranu 26 chlazené lopatky 10.
Vnější tepelné zatížení je obvykle mnohem důležitější na náběžné hraně 24 a zejména v náběžném bodu P, na ní ležícím. Dále, vnější povrch oblasti náběžné hrany reakční části 16, který je vystaven horkému plynuje velký ve srovnání s tím, který je vystaven chladicímu vzduchu. Proto je potřeba podpořit přestup tepla na chladicí vzduch v oblasti náběžné hrany lopatky 10, aby se udržely požadavky na chladicí proud na minimu.
Bylo zjištěno, že tím, že chladicí vzduch proudí směrem k náběžné hraně 24 v páru proti sobě se točících virů Vi a V2 (viz obr. 4), lze dosáhnout účinné chlazení v této oblasti lopatky.
Podle jednoho provedení předloženého vynálezu se toho dosáhne vytvořením konstrukce podporující přestup tepla, obsahující narážecí pásky nebo žebra, mající různé rozměry ve svém podélném směru, rozměry narážecích pásků jsou nastaveny tak, aby vytvářely požadované směry
-3CZ 298450 B6 proudění a zvýšení místního koeficientu přestupu tepla podle nejednotného vnějšího tepelného zatížení, působícího na lopatku 10.
Zejména, jak je znázorněno na obr. 1, 2a a 2b, první seskupení rovnoběžných narážecích pásků 44S různých rozměrů prochází od vnitřní plochy sací boční stěny 22 v úhlu Θ vzhledem k podélné ose chladicího kanálu 30 náběžné hrany nebo ve směru chladicího proudu. Hodnota úhlu Θ může být obsažena v rozsahu 20° až 60°. Avšak výhodný rozsah úhlu Θ je mezi 40° až 60°. Jak je vidět na obr. 2a a 2b, druhé seskupení rovnoběžných narážecích pásků nebo žeber 44P různých rozměrů prochází od vnitřní plochy tlakové boční stěny 20. Narážecí pásky 44P jsou rovnoběžné a střídavě uspořádány vzhledem k narážecím páskům 44S tak, aby narážecí pásky 44P a 44S procházely střídavě postupně přes chladicí kanál 30 náběžné hrany.
Narážecí pásky 44P a 44S mohou nebo nemusí procházet k přepážce 40 a jsou v určitém odstupu od stěny náběžné hrany 24.
Chladicí kanál 30 náběžné hrany má obecně trojúhelníkový průřez a výšku (H) v každém bodě podél linie, která je kolmá k hlavní linii chladicího kanálu 30 náběžné hrany, jak je vidět na obr. 2a. Narážecí pásky 44P a 44S mají výšku (h) (viz obr. 2a) šířku (w) (viz obr. 1), tvořící poměr w/h. Výhodná hodnota poměru w/h je v rozsahu 0,05 až 20 včetně. Výhodná hodnota výšky pásku k výšce kanálu h/H je v rozsahu 0,05 až 1,0 včetně.
Rozměiy každého narážecího pásku 44S a 44P se obvykle postupně zmenšují od jejich prvního konce 46 k druhému konci 48, druhý konec je uspořádán proti proudu od prvního konce 46 a blíže v náběžné hraně 24. Šířka (w), výška (h) a/nebo poměr w/h se může měnit podél délky každého narážecího pásku 44S a 44P, aby se vytvořil požadovaný vzor proudění, který bude podporovat přestup tepla v oblasti náběžné hrany lopatky JO.
Narážecí pásky 44P a44S jsou obvykle odlity v celku s přidruženou boční stěnou 20 a 22.
Obvyklé narážecí pásky 49P a 48S jednotné velikosti mohou být uspořádány ve středním chladicím kanálu 32, aby v něm podporovaly přestup tepla. Orientace narážecích pásků 44P, 44S a 48S mohou být obvykle stejné. Je nutno poznamenat, že vířivý pohyb vzduchu lze provádět z jednoho kanálu do dalšího. Avšak nemusí to být nutně tento případ, protože může být vyrovnán 180° obrat a potom znovu uveden do pohybu další sadou narážecích pásků.
Druhé provedení předloženého vynálezu je znázorněno na obr. 3 a 4. Vnitřně konvekčně chlazená lopatka podle tohoto provedení je označena vztahovou značkou 100 a všechny díly, které jsou shodné s provedením podle obr. 1 a 2 mají stejné vztahové značky, pouze zvýšené o 100 (například kořenová část 112, plochá část 114 a dutá reakční část 116...). Chladicí vzduch může proudit v páru proti sobě se otáčejících virů Vi a V2 uvnitř trojúhelníkového nebo lichoběžníkového kanálu, uspořádáním několika narážecích pásků 144S a 144P uvnitř kanálu, které jsou stejné, ale mají různé rozměry.
Zejména, jak je vidět na obr. 3, první seskupení rovnoběžných narážecích pásků 144S prochází od sací boční stěny 122 a přepážky 140 příčně vzhledem ke směru proudění a podélné ose chladicího kanálu 110 náběžné hrany. Avšak je nutno poznamenat, že narážecí pásky 144S nemusí nutně procházet až k přepážce 140. Každý narážecí pásek 144S má jednotné rozměry. Narážecí pásky 144S jsou jednotně rozloženy podél podélné osy chladicího kanálu 130 náběžné hrany. Druhé seskupení rovnoběžných narážecích pásků 145S, které jsou na vzdálenějším konci prvních narážecích pásků 144S, prochází od sací boční stěny 122. Narážecí pásky 145S jsou uspořádány těsněji u náběžné hrany 124 než první seskupení narážecích pásků 144S. Všechny narážecí pásky 145S mají stejné rozměry. Druhé narážecí pásky 145S jsou obvykle menší než první narážecí pásky 144S. Výška (h) a šířka (w) narážecích pásků 145S je menší než výška (h) a šířka (w) narážecích pásků 144S. Rozměry narážecích pásků 144S a 145S jsou určeny tak, aby poskytovaly potřebné rozdílně rozložené koeficienty přestupu tepla přes chladicí kanál 130 náběžné hrany.
-4CZ 298450 B6
Jakje zřejmé z obr. 3, druhé narážecí pásky 145S jsou jednotně podélně rozloženy uvnitř chladicích kanálů 130 náběžné hrany. Rozteč mezi sousedními narážecími pásky 145S je menší než rozteč mezi sousedními narážecími pásky 144S.
Jakje zřejmé z obr. 4, třetí a čtvrté odpovídající seskupení narážecích pásků 144P a 145P, které jsou stejné, ale mají různé rozměry, prochází z tlakové boční stěny 120 směrem dovnitř do chladicího kanálu 130 náběžné hrany. Třetí a čtvrté seskupení narážecích pásků 144P a 145P je příslušně podélně střídavě uspořádáno vzhledem k příslušným prvním a druhým seskupením narážecích pásků 144S a 145S.
V chladicím kanálu 130 náběžné hrany uspořádání narážecích pásků 144S, 144P, 145S a 145P způsobí, že chladicí vzduch proudí v páru proti sobě se otáčejících virů V] V2. První vir V] určuje linii virů procházející od oblasti náběžné hrany obvykle rovnoběžně s vnitřní plochou tlakové boční stěny 120 a potom zpět k oblasti náběžné hrany. Podobně, druhý vír V) určuje linii virů, které prochází od oblasti náběžné hrany obvykle rovnoběžně k vnitřní ploše sací boční stěny 122 a potom zpět k oblasti náběžné hrany.
Dále, navíc k prvnímu provedení, druhé provedení má tu výhodu, že je výrobně snazší a umožňuje rozteče pro různé velikosti narážecích pásků.
Další provedení předloženého vynálezu je znázorněno na obr. 5. Vnitřně konvekčně chlazená lopatka podle tohoto provedení je označena vztahovou značkou 200 a všechny díly, které jsou shodné s provedením podle obr. 1 a 2 mají stejné vztahové značky, pouze zvýšené o 200 (například kořenová část 212, plochá část 214 a dutá reakční část 216...). U tohoto provedení první seskupení narážecích pásků 244 různých rozměrů a druhé seskupení narážecích pásků jednotné velikosti 245 prochází z tlakové boční stěny 220 stejně tak jako ze sací boční stěny 222 chlazené lopatky 200. Je nutno poznamenat, že jakákoliv odměna prvních dvou provedení předloženého vynálezu lze použít v některém kanálu, aby se dosáhlo potřebných výsledků.
Je nutno poznamenat, že předložený vynález by mohl být použit u různých chladicích schémat, včetně chladicích kanálů náběžné hrany, které procházejí pouze půl cesty k náběžné hraně. Také kanál náběžné hrany může končit v 90° obratu místo 180° obratu, jako bylo popsáno dříve. Je také nutno poznamenat, že zbývající chladicí schéma, tj. za náběžným chladicím kanálem, je nepodstatné pro funkci předloženého vynálezu. Konečně je nutno poznamenat, že předložený vynález není omezen na velké narážecí pásky poblíž kořene reakčního profilu a menší poblíž jeho konce.

Claims (26)

  1. PATENTOVÉ NÁROKY
    1. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny, mající náběžnou hranu (124, 224), vnitřní chladicí kanál (130, 230) náběžné hrany, kterým obíhá chladicí tekutina pro konvekční chlazení konstrukce (116, 216) reakčního profilu, kanál (130, 230), mající stranu náběžné hrany blíž k náběžné hraně (124, 224) než svou druhou stranu a uvnitř vnitřního chladicího kanálu (130, 230) náběžné hrany je uspořádána konstrukce podporující přestup tepla, která obsahuje množinu v rozestupu umístěných narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) uspořádaných pro směrování chladicí tekutiny směrem k chladicímu kanálu (130, 230) náběžné hrany v páru proti sobě se otáčejících vírů pro podporování přestupu tepla v chladicím kanálu (130, 230) náběžné hrany, vyznačující se tím, že množina narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) obsahuje první seskupení narážecích pásků (144S, 144P, 244) a druhé seskupení narážecích pásků (145S, 145P, 245), přičemž první seskupení je uspo-5CZ 298450 B6 řádáno dále od chladicího kanálu (130, 230) náběžné hrany než druhé seskupení a narážecí pásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení mají alespoň výšku (h) a/nebo šířku (w) větší než je výška (h) a/nebo šířka (w) narážecích pásků (145S, 145P, 245) druhého seskupení a narážecí pásky (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) jsou v chladicím kanálu (130, 230) uspořádány vzájemně blíže u sebe na straně náběžné hrany než na jeho druhé straně.
  2. 2. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 1, vyznačující se tím, že výška (h) a šířka (w) každého narážecího pásku (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) určuje poměr w/h a kde v této množině narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) alespoň jedna z hodnot výška (h), šířka (w) a poměr w/h se mění podél příčné osy vzhledem k vnitřnímu kanálu (130, 230) náběžné hrany.
  3. 3. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 2, vyznačující se tím, že v řadě narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) se alespoň výška (h) a/nebo šířka (w) mění od maximální hodnoty do minimální hodnoty podél příčné osy směrem k náběžné hraně (124, 224), přičemž minimální hodnota je v blízkosti náběžné hrany (124, 224).
  4. 4. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 3, vyznačující se tím, že poměr w/h jev rozsahu 0,05 až 20 včetně.
  5. 5. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 4, vyznačující se tím, že vnitřní chladicí kanál (130, 230) náběžné hrany má výšku (H), přičemž platí:
    0,05<h/H<l,0.
  6. 6. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 2, vyznačující se tím, že každý z narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) má první a druhý protilehlý konec, kde druhý konec je umístěn těsněji u chladicího kanálu (130, 230) náběžné hrany než první konec a proti proudu od prvního konce.
  7. 7. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 6, vyznačující se t í m , že každý z narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) je orientován v ostrém úhlu Θ vzhledem k podélné ose vnitřního chladicího kanálu (130, 230) náběžné hrany a kde úhel Θ je v rozsahu od 20° do 60°.
  8. 8. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 2, vyznačující se tím, že narážecí pásky (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) procházejí příčně k podélné ose chladicího kanálu (130, 230), přičemž první seskupení narážecích pásků (144S, 144P, 244, 245) je podélně rozloženo uvnitř chladicího kanálu (130, 230) náběžné hrany, každý narážecí pásek (144S, 144P, 244) prvního seskupení má proměnlivé rozměry od svého prvního konce k druhému, opačnému konci, přičemž proměnlivé rozměry jsou výsledkem měnící se alespoň výšky (h) a/nebo šířky (w) a/nebo poměru w/h.
  9. 9. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 8, vyznačující se tím, že proměnlivé rozměry každého narážecího pásku (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) klesají z maximální hodnoty na jeho prvním konci k minimální hodnotě na jeho druhém konci, přičemž druhý konec je umístěn těsněji u náběžné hrany (124, 224) než první konec.
  10. 10. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 9, vyznačující se tím, že konstrukce (116, 216) reakčního profilu má tlakovou boční stěnu (120, 220) a sací boční stěnu (122, 222), první seskupení narážecích pásků (144P, 244) je uspořádáno na tlakové boční stěně (120, 220), přičemž druhé seskupení narážecích pásků (145S,
    -6CZ 298450 B6
    245) je uspořádáno na sací boční stěně (122) střídavě s prvním seskupením narážecích pásků (144P, 244).
  11. 11. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 2, vyznačující se tím, že první a druhé seskupení narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) je uspořádáno vzájemně střídavě tak, aby narážecí pásky (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) prvního a druhého seskupení byly uspořádány střídavě postupně podél podélné osy vnitřního chladicího kanálu (130, 230) náběžné hrany.
  12. 12. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 2, vyznačující se t í m , že narážecí pásky (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) prvního a druhého seskupení mají stejný tvar, ale rozdílné rozměry, přičemž narážecí pásky (145S, 145P, 245) druhého seskupení jsou menší než narážecí pásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení.
  13. 13. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 11, vyznačující se tím, že každý z narážecích pásků (144S, 144P, 244) prvního seskupení má proměnlivé rozměry od jejich prvního konce k jejich druhému konci, přičemž narážecí pásky (145S, 145P, 245) druhého seskupení mají stejné rozměry.
  14. 14. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 2, vyznačující se tím, že na vnitřní ploše tlakové boční stěny (120, 220) a/nebo sací boční stěny (122) je proti prvnímu a druhému seskupení narážecích pásků (144S, 145S, 244, 245) uspořádáno třetí a čtvrté seskupení narážecích pásků (144P, 145P, 244, 245), odpovídající příslušně prvnímu a druhému seskupení narážecích pásků (144S, 145S, 245).
  15. 15. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny, obsahující první a druhou protilehlou boční stěnu (121, 122, 220), vzájemně spojené v náběžné hraně (124, 224) a odtokové hraně (126), vnitřní chladicí kanál (130, 230) náběžné hrany pro procházení chladicí tekutiny ke konvekčnímu chlazení konstrukce (116, 216) reakčního profilu a uvnitř vnitřního chladicího kanálu (130, 230) je uspořádaná konstrukce podporující přestup tepla, která obsahuje množinu narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245), uspořádaných uvnitř vnitřního chladicího kanálu (130, 230) pro ovlivnění proměnlivého rozložení koeficientu přestupu tepla, každý z narážecích pásků (144P, 144S, 145S, 145P, 244, 245) má výšku (h) a šířku (w), určující poměr w/h, přičemž v množině narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) se alespoň výška (h) a/nebo šířka (w) a/nebo poměr w/h mění podél příčné osy vzhledem k vnitřnímu chladicímu kanálu (130, 230), vyznačující se tím, že množina narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) je uspořádána tak, že tvoří první a druhé seskupení příčně procházejících narážecích pásků (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245), kde první seskupení je uspořádáno dále od náběžné hrany (124, 224) než druhé seskupení a narážecí pásky (145S, 145P, 245) druhého seskupení jsou uspořádány vzájemně blíže k sobě než narážecí pásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení a výška (h) narážecích pásků (144S, 144P, 244) prvního seskupení je větší než výška (h) narážecích pásků (145S, 145P, 245) druhého seskupení.
  16. 16. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 15, vyznačující se tím, že v množině narážecích pásků alespoň výška (h) a/nebo šířka (w) se mění z maximální hodnoty na minimální hodnotu podél příčné osy směrem k náběžné hraně (124, 224), přičemž minimální hodnota je u náběžné hrany.
  17. 17. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 16, vyznačující se tím, že poměr w/h jev rozsahu 0,05 až 20 včetně.
  18. 18. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 15, vyznačující se t í m , že vnitřní chladicí kanál (130, 230) má výšku (H), přičemž platí:
    0,05<h/H<l,0.
    -7 CZ 298450 B6
  19. 19. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 15, vyznačující se tím, že narážecí pásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení jsou podélně rozloženy ve vnitřním chladicím kanálu (130, 230) a každý narážecí pásek (144S, 144P, 244) prvního seskupení má proměnlivé rozměry od svého prvního konce k druhému, opačnému konci, přičemž tyto proměnlivé rozměry vyplývají ze změny alespoň výšky (h) a/nebo šířky (w) a/nebo poměru w/h.
  20. 20. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 19, vyznačující se tím, že proměnlivé rozměry každého narážecího pásku (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) se zmenšují z maximální hodnoty na jeho prvním konci k minimální hodnotě na jeho druhém konci, druhý konec je uspořádán těsněji u náběžné hrany (124, 224) než první konec a proti proudu od něho.
  21. 21. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 20, vyznačující se tím, že první seskupení narážecích pásků (144S, 244) je uspořádáno na vnitřní ploše první boční stěny (120, 220), přičemž druhé seskupení narážecích pásků (145P, 245) je uspořádáno střídavě vzhledem k prvnímu seskupení narážecích pásků (144S, 244).
  22. 22. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 15, vyznačující se tím, že narážecí pásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení se liší od narážecích pásků (145S, 145P, 245) druhého seskupení alespoň ve výšce (h) a/nebo šířce (w) a/nebo poměru w/h.
  23. 23. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 22, vyznačující se t í m , že narážecí pásky (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) prvního a druhého seskupení mají stejný tvar, ale různé rozměry, narážecí pásky (145S, 145P, 245) druhého seskupení jsou menší než narážecí pásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení a druhé seskupení narážecích pásků (145S, 145P, 245) je uspořádáno těsněji u náběžné hrany (124, 244) než první seskupení narážecích pásků (144S, 144P, 244).
  24. 24. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 22, vyznačující se tím, že narážecí pásky (144S, 144P, 244) prvního seskupení mají proměnlivé rozměry od svého prvního konce ke svému druhému opačnému konci, přičemž narážecí pásky (145S, 145P, 245) druhého seskupení mají stejné rozměry.
  25. 25. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 24, vyznačující se tím, že na vnitřní ploše první a/nebo druhé boční stěny (120, 122, 220) je proti prvnímu a druhému seskupení narážecích pásků (144S, 145S, 244, 245) uspořádáno třetí a čtvrté seskupení narážecích pásků (144P, 145P, 244, 245), odpovídající příslušnému prvnímu a druhému seskupení narážecích pásků (144S, 145S, 244, 245).
  26. 26. Chlazená konstrukce (116, 216) reakčního profilu plynové turbíny podle nároku 15, vyznačující se tím, že narážecí pásky (144S, 144P, 145S, 145P, 244, 245) mají první a druhý opačný konec, druhý konec je uspořádán těsněji u náběžné hrany (124, 224) než první konec a proti proudu od prvního konce tak, aby svíraly ostrý úhel © s podélnou osou vnitřního chladicího kanálu (130, 230), přičemž úhel ©je v rozsahu asi 20° až asi 60°.
CZ20021392A 1999-10-22 2000-10-11 Chlazená konstrukce reakcního profilu plynové turbíny CZ298450B6 (cs)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/425,173 US6406260B1 (en) 1999-10-22 1999-10-22 Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CZ20021392A3 CZ20021392A3 (cs) 2002-10-16
CZ298450B6 true CZ298450B6 (cs) 2007-10-10

Family

ID=23685482

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ20021392A CZ298450B6 (cs) 1999-10-22 2000-10-11 Chlazená konstrukce reakcního profilu plynové turbíny

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6406260B1 (cs)
EP (1) EP1222367B1 (cs)
JP (1) JP2003533621A (cs)
CA (1) CA2383959C (cs)
CZ (1) CZ298450B6 (cs)
DE (1) DE60017437T2 (cs)
WO (1) WO2001031170A1 (cs)

Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6932573B2 (en) 2003-04-30 2005-08-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade having a vortex forming cooling system for a trailing edge
RU2247839C1 (ru) * 2003-05-26 2005-03-10 Открытое акционерное общество "Невский завод" Охлаждаемая лопатка турбины
US7210906B2 (en) * 2004-08-10 2007-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7094031B2 (en) * 2004-09-09 2006-08-22 General Electric Company Offset Coriolis turbulator blade
US7217094B2 (en) * 2004-10-18 2007-05-15 United Technologies Corporation Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling
US7652372B2 (en) * 2005-04-11 2010-01-26 Intel Corporation Microfluidic cooling of integrated circuits
US20070201980A1 (en) * 2005-10-11 2007-08-30 Honeywell International, Inc. Method to augment heat transfer using chamfered cylindrical depressions in cast internal cooling passages
US20070297916A1 (en) * 2006-06-22 2007-12-27 United Technologies Corporation Leading edge cooling using wrapped staggered-chevron trip strips
US8690538B2 (en) * 2006-06-22 2014-04-08 United Technologies Corporation Leading edge cooling using chevron trip strips
US8083485B2 (en) * 2007-08-15 2011-12-27 United Technologies Corporation Angled tripped airfoil peanut cavity
US8376706B2 (en) * 2007-09-28 2013-02-19 General Electric Company Turbine airfoil concave cooling passage using dual-swirl flow mechanism and method
US8052378B2 (en) * 2009-03-18 2011-11-08 General Electric Company Film-cooling augmentation device and turbine airfoil incorporating the same
US20100239409A1 (en) * 2009-03-18 2010-09-23 General Electric Company Method of Using and Reconstructing a Film-Cooling Augmentation Device for a Turbine Airfoil
US8113784B2 (en) * 2009-03-20 2012-02-14 Hamilton Sundstrand Corporation Coolable airfoil attachment section
US8348613B2 (en) * 2009-03-30 2013-01-08 United Technologies Corporation Airflow influencing airfoil feature array
GB0909255D0 (en) * 2009-06-01 2009-07-15 Rolls Royce Plc Cooling arrangements
US8353329B2 (en) * 2010-05-24 2013-01-15 United Technologies Corporation Ceramic core tapered trip strips
US9388700B2 (en) * 2012-03-16 2016-07-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit
US9334755B2 (en) 2012-09-28 2016-05-10 United Technologies Corporation Airfoil with variable trip strip height
US9080452B2 (en) 2012-09-28 2015-07-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with vane platform cooling passage
US9995148B2 (en) 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
US9476308B2 (en) 2012-12-27 2016-10-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine serpentine cooling passage with chevrons
US9850762B2 (en) 2013-03-13 2017-12-26 General Electric Company Dust mitigation for turbine blade tip turns
JP6108982B2 (ja) * 2013-06-28 2017-04-05 三菱重工業株式会社 タービン翼及びこれを備える回転機械
US20160298465A1 (en) * 2013-12-12 2016-10-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling passage with asymmetrical pedestals
US10012106B2 (en) * 2014-04-03 2018-07-03 United Technologies Corporation Enclosed baffle for a turbine engine component
US9957816B2 (en) 2014-05-29 2018-05-01 General Electric Company Angled impingement insert
WO2015184294A1 (en) 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Fastback turbulator
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
WO2016025054A2 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Engine components with cooling features
US10422235B2 (en) 2014-05-29 2019-09-24 General Electric Company Angled impingement inserts with cooling features
US10119404B2 (en) * 2014-10-15 2018-11-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US10605094B2 (en) * 2015-01-21 2020-03-31 United Technologies Corporation Internal cooling cavity with trip strips
US9995146B2 (en) 2015-04-29 2018-06-12 General Electric Company Turbine airfoil turbulator arrangement
US10087776B2 (en) * 2015-09-08 2018-10-02 General Electric Company Article and method of forming an article
US10253986B2 (en) * 2015-09-08 2019-04-09 General Electric Company Article and method of forming an article
US9976425B2 (en) * 2015-12-21 2018-05-22 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10450867B2 (en) * 2016-02-12 2019-10-22 General Electric Company Riblets for a flowpath surface of a turbomachine
US10801724B2 (en) * 2017-06-14 2020-10-13 General Electric Company Method and apparatus for minimizing cross-flow across an engine cooling hole
US20190024520A1 (en) * 2017-07-19 2019-01-24 Micro Cooling Concepts, Inc. Turbine blade cooling
US10837314B2 (en) 2018-07-06 2020-11-17 Rolls-Royce Corporation Hot section dual wall component anti-blockage system
US11788416B2 (en) * 2019-01-30 2023-10-17 Rtx Corporation Gas turbine engine components having interlaced trip strip arrays
US11371360B2 (en) * 2019-06-05 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Components for gas turbine engines
JP7386024B2 (ja) * 2019-09-13 2023-11-24 三菱重工業株式会社 冷却流路構造、バーナー及び熱交換器
CN115682814A (zh) * 2022-09-26 2023-02-03 西安交通大学 一种扭转强化换热结构
US12286898B2 (en) * 2023-04-18 2025-04-29 Rtx Corporation Layout for asymmetric cast trips in long passages

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4514144A (en) * 1983-06-20 1985-04-30 General Electric Company Angled turbulence promoter
US5536143A (en) * 1995-03-31 1996-07-16 General Electric Co. Closed circuit steam cooled bucket
DE19526917A1 (de) * 1995-07-22 1997-01-23 Fiebig Martin Prof Dr Ing Längswirbelerzeugende Rauhigkeitselemente
EP0852285A1 (en) * 1997-01-03 1998-07-08 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages of rotor blade in a gas turbine engine
EP0939196A2 (en) * 1998-02-26 1999-09-01 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine blade

Family Cites Families (24)

* 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
US3151675A (en) 1957-04-02 1964-10-06 Lysholm Alf Plate type heat exchanger
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
US3741285A (en) 1968-07-09 1973-06-26 A Kuethe Boundary layer control of flow separation and heat exchange
GB1355558A (en) 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1410014A (en) 1971-12-14 1975-10-15 Rolls Royce Gas turbine engine blade
IT1055235B (it) 1976-02-12 1981-12-21 Fischer H Scambiatore di calore a piastre formato da piastre aventi forme diverse
US4180373A (en) 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine 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
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
US4775296A (en) 1981-12-28 1988-10-04 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS611804A (ja) 1984-06-12 1986-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却式タ−ビン翼
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
US5695320A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having auxiliary turbulators
US5700132A (en) * 1991-12-17 1997-12-23 General Electric Company Turbine blade having opposing wall turbulators
US5695321A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having variable configuration turbulators
FR2689176B1 (fr) 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
JPH10280905A (ja) * 1997-04-02 1998-10-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼のタービュレータ
EP0892149B1 (de) * 1997-07-14 2003-01-22 ALSTOM (Switzerland) Ltd Kühlsystem für den Vorderkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel
JPH11173105A (ja) * 1997-12-08 1999-06-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4514144A (en) * 1983-06-20 1985-04-30 General Electric Company Angled turbulence promoter
US5536143A (en) * 1995-03-31 1996-07-16 General Electric Co. Closed circuit steam cooled bucket
DE19526917A1 (de) * 1995-07-22 1997-01-23 Fiebig Martin Prof Dr Ing Längswirbelerzeugende Rauhigkeitselemente
EP0852285A1 (en) * 1997-01-03 1998-07-08 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages of rotor blade in a gas turbine engine
EP0939196A2 (en) * 1998-02-26 1999-09-01 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine blade

Also Published As

Publication number Publication date
CA2383959C (en) 2007-12-18
CZ20021392A3 (cs) 2002-10-16
EP1222367A1 (en) 2002-07-17
US6406260B1 (en) 2002-06-18
WO2001031170A1 (en) 2001-05-03
EP1222367B1 (en) 2005-01-12
DE60017437D1 (de) 2005-02-17
DE60017437T2 (de) 2005-06-02
JP2003533621A (ja) 2003-11-11
CA2383959A1 (en) 2001-05-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CZ298450B6 (cs) Chlazená konstrukce reakcního profilu plynové turbíny
KR102505046B1 (ko) 터빈 블레이드용 에어포일
US6607355B2 (en) Turbine airfoil with enhanced heat transfer
CA2415542C (en) Crossover cooled airfoil trailing edge
CA2562584C (en) Turbine nozzle triplet with differential vane cooling
US7575414B2 (en) Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
US6672836B2 (en) Coolable rotor blade for an industrial gas turbine engine
US4775296A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
US5695321A (en) Turbine blade having variable configuration turbulators
US8231349B2 (en) Gas turbine airfoil
US10711619B2 (en) Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall
US20060275119A1 (en) Vortex cooling for turbine blades
KR20000070801A (ko) 가스 터빈 에어포일을 냉각하는 장치 및 그 제조 방법
US20130142666A1 (en) Turbine blade incorporating trailing edge cooling design
KR102377650B1 (ko) 에어포일 선행 에지 통로의 후미에서 외벽에 걸쳐 있는 중간 중앙 통로
KR102373727B1 (ko) 냉매 통로의 턴 개구에 응력 저감용 구근식 돌출부를 갖춘 블레이드
GB2335240A (en) Turbine airfoil having serpentine cooling circuits and slant ribs
US20070258814A1 (en) Turbine airfoil with integral chordal support ribs

Legal Events

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

Effective date: 20141011