DE2042947A1 - Schaufelanordnung mit Kühlvorrichtung - Google Patents

Schaufelanordnung mit Kühlvorrichtung

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DE2042947A1 DE19702042947 DE2042947A DE2042947A1 DE 2042947 A1 DE2042947 A1 DE 2042947A1 DE 19702042947 DE19702042947 DE 19702042947 DE 2042947 A DE2042947 A DE 2042947A DE 2042947 A1 DE2042947 A1 DE 2042947A1
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Description

Die Erfindung betrifft Gasturbinen und insbesondere eine verbesserte Schaufel mit Kühlung.
Es ist bekannt, daß der Wirkungsgrad einer Gasturbine von der Arbeitstemperatur der Turbine abhängt und daß theoretisch der Wirkungsgrad durch Erhöhung der Arbeitetemperatur erhöht werden kann. In praktischer Hinsicht wird jedoch im allgemeinen die maximale Arbeitetemperatur der Turbine durch die Hochtemperatureigenschaften der verschiedenen Turbinenelemente begrenzt und die stärkste Begrenzung erfolgt dabei gewöhnlich durch die Turbinenschaufeln.
Um die obere Arbeitstemperatur der Turbine zu erhöhen und damit einen Teil der theoretisch möglichen Erhöhung des Wirkungs-
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grades zu erzielen, sind verschiedenste Konstruktionen entwickelt worden, die auf hohle Schaufeln gerichtet sind, welche so eingerichtet sind, daß sie im Innern relativ kühle Luft aufnehmen können, die aus dem Kompressor ausgestoßen oder abgezogen wird. Bei solchen Anordnungen jedoch ist es wichtig, daß die Schaufel solche Wärmeübergangseigenschaften besitzt, daß die Menge des erforderlichen Kühlmittels auf ein Mindestmaß reduziert wird, da die Verwendung von Kompressorluft an sich schon den Wirkungsgrad der Turbine verringert.
Ein weiteres Problem bei solchen Schaufelkonstruktionen ist die Neigung der Seitenwände, sich infolge der an ihnen herrschenden Druckdifferenz nach außen aufzuwölben und zu reißen.
Eine Hauptaufgabe der Erfindung ist die Schaffung einer Hohlschaufel mit geringem Gewicht und vergrößertem Widerstand gegen diese Aufwölbung.
Ein weiteres Ziel der Erfindung ist eine Schaufelanordnung, die verbesserte Wärmeübergangs- und Temperaturregelungseigenschaften besitzt.
Ein weiteres Ziel der Erfindung ist eine Temperaturregelungsanordnung für eine Turbine, die so beschaffen ist, daß sie zur Aufrechterhaltung niedriger Betriebstemperaturen in verschiedenen Turbinenelementen ein Kühlmittel wirksam ausnutzen kann.
Diese und andere Aufgaben, welche sich aus der untenstehenden Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform ergeben, werden durch die erfindungsgemäße Schaufel verwirklicht, welche so beschaffen ist, daß sie in eine ringförmige Reihe solcher Schaufeln eingefügt werden kann. Sie besitzt einen hohlen Teil
mit Tragflügelprofil, der sich im allgemeinen in radialer Richtung in einen Heißgasstrom zwischen im Abstand voneinander angebrachten Plattformteilen erstreckt. Die Seitenwände des
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Hohlteils mit Tragflügelprofil sind mit Stützrippen ausgebildet, die sich nach innen in den Profilteil hinein erstrecken und längs Profilsefren verlaufen. Hohe Wärmeübergangsgeschwindigkeiten zwischen einem Kühlmittel, das allgemein von dem Turbinenkompressor entnommen wird, und dem Profilteil werden erreicht. Dies geschieht teilweise dadurch, daß mindestens ein rohrförmiges Einsatzstück vorgesehen ist, das so beschaffen ist, daß es das Kühlmittel aufnehmen und es in Form einer Vielzahl von Strahlen mit hoher Geschwindigkeit gegen die Seitenwände des Profilteils richten kann. Vorzugsweise enthält der Profilteil ein Brückenteil, daß sich im Innern des Profils zwischen den Seitenwänden erstreckt, wodurch Kammern ^ für die Eintrittskante und die Austrittskante definiert werden, die jeweils einen rohrförmigen Einsatzteil aufweisen.
Es sind Vorrichtungen vorhanden, welche das Kühlmittel gegen die Plattformteile jeder Schaufel richten, um hohe Wärmeübergangsgeschwindigkeiten zwischen diesen zu erhalten. Sie können entweder von der Schaufel oder von der zugehörigen Tragstruktur der Turbine aufgenommen werden. Zur zusätzlichen Kühlung der Plattformteile der Schaufel und auch zur Kühlung der strömungsabwärts gelegenen Turbinenelemente durch einen Kühlfilm sind Durchlaßkanäle durch die Plattformteile vorhanden, um das Kühlmittel auf die strömungsabwärts gelegene Kante der Platt- J form und in den Heißgasstrom zu richten.
Zum besseren Verständnis der Erfindung dient die folgende Beschreibung bevorzugter Ausführungeformen im Zusammenhang mit den Abbildungen.
Fig. 1 ist eine perspektivische Darstellung, teilweise im Schnitt, die eine Ausführungeform der verbesserten erfindungsgemäßen Schaufel zeigt.
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- 4 Pig. 2 ist ein Schnitt längs der Linie 2-2 der Pig. I
Fig. 3 ist ein Teilschnitt einer Gasturbine, welche die erfindungsgemäße Schaufel nach Fig. 1 mit Temperaturregelungsanordnung verwendet.
Fig. 4 ist ein Teilschnitt einer Gasturbine und zeigt eine weitere Ausführungsform der Schaufel- und Temperaturregelungsanordnung gemäß der Erfindung.
In der folgenden Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen werden für die Bezeichnung gleicher Teile gleiche Bezugsziffern verwendet.
Fig. 1 zeigt eine hohle luftgekühlte Schaufel, die für die Einfügung in eine ringförmige Reihe solcher Schaufeln eingerichtet ist, wie es bei 10 gezeigt ist. Sie enthält einen inneren bzw. äußeren Plattformteil 12 bzw. 14, welche durch mindestens einen sich in allgemein radialer Richtung erstrekkenden Profilteil 16 miteinander verbunden sind. Der Profilteil 16 enthält im Abstand längs der Profilsehne angeordnete Teile 18 bzw. 20 für die Eintrittskante bzw. die Austrittskante und verbindende konkave und konvexe Seitenwände 22 und 24. Zwischen den Seitenwänden 22 und 24 erstreckt sich ein Brücken- oder Wandteil 25 im Innern des Profilteils 16 und definiert abgegrenzte Kammern 26 bzw. 28 für die Eintrittskante bzw. die Austrittskante. Die hohlen rohrförmigen Einsatzstücke 30 und 32 haben Seitenwände 34, die allgemein an die Form der Seitenwände 22 und 24 des Profils entsprechend Fig. angepaßt sind. Sie sind in geeigneter Weise in den Kammern und 28 für die Eintrittskante und die Austrittskante befestigt, so daß ihre Wände 34 sich in einem engen Abstand von den Seitenwänden 22, 24 des Profilteils 16 befinden. Jedes Einsatzstück 30, 32 ist mit einer Vielzahl von öffnungen 36 versehen, die so eingerichtet sind, daß sie ein Kühlmittel, beispielsweise aus dem Kompressor der Gasturbine erhaltenes oder abgezogenes Gas, gegen den Eintrittskantenteil 18 und die Seiten-
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wände 22 und 24 des Profils in Form einer Vielzahl von Strahlen mit relativ hoher Geschwindigkeit richten, so daß zu diesen eine hohe Wärmeübergangsgeschwindigkeit erzeugt wird.
Um eine wirksame Kühlung für die inneren und äußeren Plattformteile 12 und 14 zu erhalten, sind entsprechende Mittel vorgesehen. Diese besitzen die Form von inneren und äußeren Prallblechen 40 und 42 zur Richtung des Kühlmittels gegen den inneren und äußeren Plattformteil 12 und 14 in Form einer Vielzahl von Strahlen hoher Geschwindigkeit zwecks Erzeugung einer hohen Wärmeübergangsgeschwindigkeit zu diesen.
Wie am besten aus Fig. 1 und 3 ersichtlich, sind Kanäle 37 durch die innere Plattform 12 und das innere Prallblech 40 vorgesehen, um das Kühlmittel dem Einsatzstück 30 für die Eintrittskante zuzuführen. Durch die äußere Plattform 14 und das äußere Prallblech 42 sind Kanäle 38 vorhanden zur Zufuhr des Kühlmittels zu dem Einsatzstück 30 für die Eintrittskante und zu dem Einsatzstück 32 für die Austrittskante.
Wie in den Fig. 1 und 3 gezeigt, erstreckt sich das innere Prallblech 40 zwischen den sich in radialer Richtung nach innen erstreckenden Plattformflanschen 44 und 46 und ist an ä diesen durch Anschweißen, Hartlöten oder auf andere geeignete Weise befestigt. Ebenso erstreckt sich das Prallblech 42 zwischen radial nach außen ragenden Flanschen 48 und 50, die einen integralen Teil des äußeren Plattformteils 14 bilden, und ist an diesen in geeigneter Weise befestigt.
Die Fig. 1 und 3 zeigen, daß der strömungsabwärts gelegene Flansch 50 der äußeren Plattform 14 mit einer Vielzahl von Durchlaßöffnungen 52 ausgestattet ist, um das Kühlmittel, das auf die äußere Plattform 14 aufgeprallt ist, zu der strömungsabwärts gelegenen Kante der Plattform zu richten. Dies ist durch die Strömungspfeile der Fig. 3 angedeutet. In ähn-
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licher Weise ist die innere Plattform 12 mit einer Vielzahl von Durchlaßöffnungen 5k ausgebildet, die das Kühlmedium, welches auf die innere Plattform 12 aufgeprallt ist,· zu seiner strömungsabwärts gelegenen Kante richten. Es ist zu beachten, daß beim Betrieb die Schaufeln 10 einen Strom des Antriebsmediums oder eines Heißgases 56 von einer Quelle, beispielsweise einer Brennkammer 57, auf eine Reihe von Turbinenschaufeln 66 richten und diesem einen vorgegebenen Drallwinkel C (gemessen von einer axialen Ebene einschließlich der Linien 57 der Fig. 1) vermitteln. Um Verluste in dem Heißgasstrom 56 bei der Mischung und Impulsverluste, die den Wirkungsgrad der Turbine beeinträchtigen, auf ein Minimum zu verringern, verlaufen die Durchlaßöffnungen 52 vorzugsweise in einem Winkel zu der axialen Ebene. Auf diese Weise tritt das von den Durchlaßöffnungen 52 austretende Kühlmittel in den Heißgasstrom 56 unter einem vorgegebenen Winkel A ein, welcher an den Heißgasdrallwinkel C angenähert ist. In gleicher Weise sind die Durchlaßöffnungen 5k so ausgebildet, daß sie das Kühlmittel in den Heißgasstrom 56 unter einem vorgegebenen Winkel B austreten lassen, der an den Drallwinkel C für das Heißgas angenähert ist.
Obwohl die Austrittswinkel A und B für das Kühlmittel aus den Durchlaßwegen 5k und 52 vorzugsweise gleich dem Drallwinkel C gemacht werden, können sie kleiner sein als dieser. Beispielsweise wurde gefunden, daß bei einem Drallwinkel C von etwa 73° ein Ausflußwinkel B von etwa 65° und ein Ausflußwinkel A von etwa 55° zufriedenstellende Ergebnisse liefern im Hinblick auf die Wirksamkeit der Kühlung beim Durchgang des Kühlmittels durch die Durchlaßwege, die Möglichkeit der Herstellung und die anschließende Verwendung des ausströmenden Kühlmittels als Kühlfilm, wie es nachstehend erörtert wird.
Fig. 2 zeigt, daß der Teil des Profils mit der Kammer 28 für die Austrittskante eine Vielzahl von im Abstand in Längsrichtung angeordneten Stützrippen 58 enthält. Sie ragen von den Seitenwänden 22 und 2k aus nach innen und erstrecken sich von
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dem Brücken- oder Wandteil 25 zu einem Punkt strömungsabwärts von dem Einsatzstück 32 , wo, wie bei 60 gezeigt, gegenüberliegende Rippen 58 miteinander verbunden sind. Auf diese Weise bilden sie im Zusammenwirken mit dem Brückenteil 25 und den Seitenwänden 22, 2k eine starre, mit Rippen versehene Kastenstruktur mit geringem Gewicht um das Einsatzstück 32 herum. Es wurde gefunden, daß eine solche mit Rippen versehene K&tenstruktur höchst wirksam ist, um die inneren Spannungen und damit das Aufwölben und" Aufreißen der Seitenwände 22, 2k infolge von Druckdifferenzen zwischen dem Kühlmittel und dem Heißgasstrom zu verhindern, ohne dabei die Wirksamkeit der Kühlung der Seitenwände 22, 24 durch Aufprall zu stören oder J zu verringern.
Um weiterhin die Schaufelanordnung 10 im Bereich der Kammer 28 für die Austrittskante zu verstärken und die Temperaturregelungseigenschaften der Schaufel 10 zu verbessern, kann strömungsabwärts von dem Einsatzstück 32 eine Vielzahl von Stiftrippen oder Finnen 62 vorgesehen werden, die sich jeweils zwischen den Seitenwänden 22 und 2k erstrecken und mit ihnen verbunden sind.
Durch den Eintrittskantenteil 18 und die Seitenwände 22 und 2k kann in an sich bekannter Weise eine Vielzahl von Durchlaßwegen 6k für die Erzeugung eines Kühlmittelfilms ausgebildet werden, t um einen kontinuierlichen Kühlmittelstrom durch die Kammer 26 für die Eintrittskante zu ergeben und einen Film des austretenden Kühlmittels längs der äußeren Oberfläche des Profilteils 16 zur weiteren Temperaturregelung der Schaufel 10 auszubilden. Durch eine Vielzahl von Durchlaßwegen 66 für die Austrittskante wird ein kontinuierlicher Kühlmittelstrom durch die Kammer 28 für die Austrittskante und eine weitere Kühlung des Auetrittskantenteils 20 erhalten.
Fig. 3 zeigt einen Teil einer Gasturbine, in der die Schaufelanordnung 10 in einer ringförmigen Reihe solcher Schaufeln verwendet wird, die strömungeaufwärts von einem Ring von Turbinen-
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schaufeln 66 liegt. Jede der Turbinenschaufeln 66 erstreckt sich in allgemein radialer Richtung von einem Turbinenrotor 68 nahezu bis zur Hülle 70. Es ist zu beachten, daß der Weg des Heißgasstroms 56 durch die Turbine nach Fig. 3 im allgemeinen ringförmig verläuft und teilweise durch eine innere Oberfläche 72 des äußeren Plattformteils I1* der Schaufel, eine innere Oberfläche 7 ^ der Hülle 70, eine innere Oberfläche 76 der inneren Plattform 12 der Schaufel und einen Schaufelplattformteil 78 gebildet wird.
Im Betrieb wird ein geeignetes Kühlmittel, beispielsweise aus dem Kompressor der Gasturbine abgezogenes oder erhaltenes Gas, durch geeignete Durchlaßkanäle, beispielsweise in den Fig. 3 und 1I mit 77 und 79 bezeichnet, zu den Prallblechen ^O und Ί2 geleitet. Ein Teil des Kühlmittels aus dem Durchlaßweg 79 strömt durch die Öffnungen 80 im Prallblech k2t prallt gegen die äußere Oberfläche des äußeren Plattformteils Ik und strömt von dort durch die Kanäle 52 in den Heißgasstrom 56. Ein weiterer Teil des Kühlmittels wird in die Einsatzstücke 30 und 32 durch die Kanäle 38 geleitet. Hochtemperaturgase aus dem Strom 56 werden daran gehindert, in den Raum 82 zwischen dem äußeren Plattformteil l1» und dem angrenzenden Hüllenteil 70 einzutreten. Weiterhin wird ein Kühlmittelfilm längs der inneren Oberfläche 71* der Hülle 70 zur Temperaturregelung dieses Bauelementes erzeugt. Dies geschieht beides dadurch, daß ein Teil des Kühlmittels durch die Kanäle 52 in den Heißgasstrom 56 abgeleitet wird, wie es allgemein durch die Strömungspfeile in Fig. 3 gezeigt ist.
In ähnlicher Weise strömt ein Teil des Kühlmittels vom Kanal durch die Öffnungen 80, prallt gegen den inneren Plattformteil 12 und strömt dann durch die Kanäle 51J zu dem Heißgas st rom 56. Dadurch ergibt sich eine weitere Kühlung des strömungsabwärts gelegenen Teils der Plattform 12 und längs der Schaufelplattform 78 wird ein schützender KühlmittelfiIm erhalten. Gleichzeitig wird ein weiterer Teil des Kühlmittels vom Kanal 77
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durch die Kanäle 37 zu dem Einsatzstück 30 {^Leitet.
Wie am besten aus Fig. 3 ersichtlich, prallt das Kühlmittel in dem Einsatestück 30 für die Eintrittskante gegen den Eintrittskantenteil 18 und die Seitenwände 22 und 24 des Profilteils 16 und liefert eine gleichmäßige und wirksame Temperaturregelung dieser Oberflächen. Eine zusätzliche Temperaturregelung erhält man dadurch, daß das Kühlmittel durch die Kanäle 64 ausströmt, welche 30 eingerichtet sind, daß sie einen Kühlmittelfilm längs der äußeren Oberfläche des Profils erzeugen. In gleicher Weise prallt das Kühlmittel im Innern der strömungsabwärts gelegenen Einsatzstücke 32 gegen die Seitenwände i 22 und 24, um eine hohe Wärmeübergangsgeschwindigkeit zu erzielen. Das aufgeprallte Kühlmittel fließt dann in axialer Richtung nach hinten durch die sich in Spantenrichtung erstrekkenden Kammern, die zwischen den Stützrippen 58 definiert sind, um die Pinnen 62 herum und wird von dort durch die Kanäle 66 in dem Austrittskantenteil 20 in den Heißgasstrom 56 ausgestoßen.
Fig. 4 zeigt eine weitere Ausführungsform der Schaufel mit Tragflächenprofil und der Temperaturregelung gemäß der Erfindung. Dort sind die Prallbleche 40 bzw. 42 außerhalb ihrer Plattformteile 12 bzw. 14 in einem Abstand angeordnet und sind in geeigneter Weise, wie bei 86 bzw. 88 gezeigt, an der Trag- " struktur der Turbine befestigt. Weiterhin ist zu beachten, daß in der Ausführungsform nach Fig. 4 das Einsatzstück 30 für die Eintrittskante über geeignete Kanäle, wie bei 37 in Fig. 3 gezeigt, ausschließlich mit dem durch das Prallblech 40 durchtretenden Kühlmittel in Verbindung steht. Andererseits steht das strömungsabwärta gelegene Einsatzstück 32 ausschließlich mit dem Kühlmittel in Verbindung, das durch das äußere Prallblech 42 geht.
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In der Ausführungsform nach Pig. 4 ist außerhalb des Prallbleches 42 ein Gitter 90 vorgesehen, um Teilchen auszufiltern, welche die öffnungen 36 oder die Kanäle 6*1 verstopfen könnten; hierdurch wird die Zuverlässigkeit und Wirksamkeit der Kühlanordnung insgesamt vergrößert. Beim Betrieb strömt das Kühlmittel vom Kanal 79 durch das Gitter 90, durch die öffnungen des Prallbleches 42 und prallt gegen die äußere Oberfläche des äußeren Plattformteils 14. Wie durch die Strömungspfeile in Pig. 4 gezeigt, wird ein Teil des aufgeprallten Kühlmittels dann in das strömungsabwärts gelegene Einsatzstück 32 geleitet, und ein Teil wird durch die Kanäle 52 in derateißgasstrom 56 geleitet, wie zuvor im Zusammenhang mit der Ausführungsform nach Fig. 1 beschrieben. In ähnlicher Weise wird Kühlmittel vom Kanal 77 durch das Prallblech 40 gegen die innere Oberfläche des inneren Plattformteils 12 gerichtet und ein Teil des aufprallenden Kühlmittels wird dann in das Austrittskanteneinsatzstück 32 gerichtet. Der übrige Teil geht durch die Kanäle 54 zu der strömungsabwärts gelegenen Kante des inneren Plattformteils 12, wie zuvor im Zusammenhang mit der Ausführungsform nach Pig. I beschrieben.
Es wurden zur Erläuterung vorstehend verschiedene Ausführungsformen der Schaufel mit Temperaturregelung gemäß der Erfindung abgebildet und beschrieben. Für den Fachmann ist es jedoch ersichtlich, daß die verschiedensten Variationen und Modifikationen durchgeführt werden können, ohne die technische Lehre der Erfindung zu verlassen.
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Claims (1)

  1. Ansprüche
    Schaufel mit einem hohlen Profilteil, der so eingerichtet ist, daß er in einen Heißgasstrom hineinragen kann und im Abstand längs der Profilsehne angeordnete Eintrittskanten und Austrittskantenteile besitzt, die durch konkave und konvexe Seitenwände verbunden sind, wobei im Innern dieser Struktur Vorrichtungen zur Aufnahme eines KühlmitteIstrom3 und zur Richtung des Kühlmittels gegen einen Teil der inneren Oberfläche der Seitenwände angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, daß sie
    eine Vielzahl von von den Seitenwänden (22, 24) aus in f
    das Innere des Profils hineinragende und der Länge nach im Abstand angeordnete und längs Profilsehnen verlaufenden Stützrippen (58) aufweist sind zwecks Verringerung der Auslenkung der Seitenwände infolge der auf beiden Seiten bestehenden Druckdifferenzen.
    Schaufel nach Anspruch 1, weiterhin dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Aufnahme und Richtung des Kühlmittels ein erstes rohrförmiges, mit Durchbohrungen versehenes Einsatzstück (32) umfaßt, wobei die Rippen (58) an dem Einsatzstück (32) zwecks Herstellung eines optimalen Abstandes zwischen dem Einsatz- ä stück (32) und den Seitenwänden (22, 24) des Profils anliegen .
    Schaufel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß sie ein Brückenteil (25) enthält, das sich im Innern der Profilstruktur zwischen den Seitenwänden (22, 24) erstreckt, wobei die Vorrichtung zur Aufnahme und Weiterleitung des Kühlmittels ein erstes rohrförmiges mit Durchbohrungen versehenes Einsatzstück (32) aufweist, dessen Seitenwände allgemein an die Form der Seitenwände (22, 24) des Profils angepaßt sind und wobei die Rippen (58) sich von dem Brückenteil (25) aus so verlaufen,
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    daß gegenüberliegende Rippen (58) strömungsabwärts von dem ersten Einsatzstück (32) verbunden sind und im Zusammenwirken mit dem Brückenteil (25) eine, starre kastenförmige Struktur um das Einsatzstück (32) herum bilden.
    Schaufel nach Anspruch 3, weiterhin dadurch gekennzeichnet , daß der Brückenteil (25) das Innere des Profils in abgegrenzte Kammern (26, 28) für die Eintritts- und Austrittskante unterteilt und das erste Einsatzstück (32) in der Kammer (28) für die Austrittskante angeordnet ist.
    Schaufel nach Anspruch M, dadurch gekennzeichnet , daß die Vorrichtung zur Aufnahme und Weiterleitung des Kühlmittels weiterhin ein zweites rohrförmiges mit Durchbohrungen versehenes Einsatzstück (30) enthält, das in der Kammer (26) für die Eintrittskante angebracht ist.
    Schaufel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Schaufelanordnung weiterhin innere und äußere Plattformteile (12, 1Ί) enthält.und die Schaufel für die Verwendung in einem Ring solcher Schaufeln eingerichtet ist, bei dem innere und äußere Plattformen (12, I1I) einen Ringkanal für den Heißgasstrom (56) definieren, und die Schaufel weiterhin Prallvorrichtungen (Ί0, 42> zwecks Erzeugung eines Aufpralls gegen die Plattformteile (12, IM) besitzt, welche von den Plattformteilen getragen werden.
    Schaufelanordnung für eine Gasturbine, welche eine ringförmige Reihe solcher Schaufeln enthält, wobei jede Schaufel innere und äußere Plattformteile besitzt, die einen Teil der inneren bzw. äußeren Begrenzung eines HeißgasStroms definieren, und mindestens ein hohler Teil mit Tragflügelprofil eich im allgemeinen radial zwischen den Plattformteilen erstreckt, sowie Hüllenvorrichtungen zur Definierung eines Teils der
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    äußeren Begrenzung des HeißgasStroms strömungsabwärts von den Schaufeln und mindestens eine ringförmige Reihe von Turbinenschaufeln strömungsabwärts von den Schaufeln, wobei diese Turbinenschaufeln sich im allgemeinen in radialer Richtung von einem Turbinenrotor bis nahe an die Hüllenvorrichtung heran erstrecken und jede der Schaufeln einen Plattformteil zur Definierung der inneren Begrenzung des Heißgasstroms längs der Schaufeln besitzt, und eine Quelle für ein Kühlmittel benachbart zu den inneren und äußeren Plattformteilen der erstgenannten Schaufel aufweist, gekennzeichnet durch eine Regelung der Turbinentemperatur, welche umfaßt: Eine Prallblech- i Vorrichtung (40, 42), die von den inneren und äußeren Plattformteilen (12, 14) der Schaufel einen Abstand besitzt und Kühlmittel gegen die Plattformteile (12, 14) als Vielzahl von Strahlen hoher Geschwindigkeit zwecks Erzielung einer höhten Wärmeübergangsgeschwindigkeit richtet, mindestens ein im Innern des Profilteils (16) angeordnetes rohrförmiges Einsatzstück (32), Durchlaßkanäle (38), die durch mindestens einen der Schaufelplattformteile (14) führen zur Zufuhr von Kühlmittel in das Innere des rohrförmigen Einsatzstückes (32), wobei das Einsatzstück (32) Seitenwände (34) besitzt, die sich im allgemeinen in einem Abstand von den Seitenwänden (22, 24) des Profilteils befinden, sich deren Form anpassen und eine Vielzahl von Öffnungen (36) aufwei- " sen, um das Kühlmittel als Vielzahl von Strahlen mit hoher Geschwindigkeit gegen die Seitenwände (22, 24) des Profils zu richten und dadurch eine hohe Wärmeübergangsgeschwindigkeit zu erzeugen, sowie eine durch den Profilteil hindurch gebildete Vielzahl von Kanälen (66) zum Ausströmen von Kühlmittel aus dem Profilteil zur Erzeugung eines kontinuierlichen Kühlmittelstroma durch denselben und eine Vielzahl von in den inneren und äußeren Plattformteilen (12, 14) der Schaufel ausgebildeten Bohrungen (54, 52) zur Richtung des aufgetroffenen Kühlmittels auf die strömungsabwärts gelegene Kante der Plattformteile zwecke Erzeugung eines Kühlmittelfilms längs der Hüllenvorrichtung (70) und der Schaufelplattform·!!. (78). 109924/1010
    8. Schaufelanordnung nach Anspruch 7, weiterhin dadurch gekennzeichnet , daß die Schaufeln (10) so eingerichtet sind, daß sie dem Heißgasstrom einen vorgegebenen Drallwinkel (C) vermitteln und die Kanäle (52) in der Schaufelplattform unter einem solchen Winkel verlaufen, daß das Kühlmittel unter einem Winkel aus ihnen ausströmt, welcher angenähert an den Drallwinkel (C) des Heißgasstroms ist, wodurch Misch- und Impülsverluste im Innern des Heißgasstroms stark verringert sind.
    9. Schaufelanordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet , daß jeder Profilteil (16) längs der Profilsehne im Abstand angeordnete Eintritts- und Austrittskanten„teile (18, 20), dazwischenliegende konkave und konvexe Seitenwände (22, 24) sowie ein Brückenteil (25) besitzt, das sich im Innern des Profilteils zwischen den Seitenwänden (22, 21J) des Profils erstreckt und diskrete Kammern (26, 28) für die Eintritts- und Austrittskante definiert, wobei ein rohrförmiges Einsatzstück (30, 32) jeweils in einer solchen Kammer angeordnet ist, und Durchlaßkanäle (37, 38) mindestens in einem der Plattformteile zur Zufuhr von Kühlmittel zu den Einsatzstücken ausgebildet sind.
    10. Turbine nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet , daß die Durchlaßvorrichtungen (37) durch den inneren Plattformteil (12) zur Zufuhr des aufgeprallten Kühlmittels zu dem Einsatzteil (30) für die Eintrittskante und Durchlaßvorrichtungen (38) in dem äußeren Plattformteil zur Zufuhr von aufgetroffenem Kühlmittel zu dem Einsatzstück (32) für die Austrittskante besitzt.
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Country Link
US (1) US3628880A (de)
JP (1) JPS4826086B1 (de)
BE (1) BE755567A (de)
CA (1) CA941745A (de)
DE (1) DE2042947C3 (de)
FR (1) FR2071665A5 (de)
GB (1) GB1322801A (de)
IL (1) IL35196A (de)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2320581A1 (de) * 1972-04-24 1975-05-28 Gen Electric Luftgekuehlte turbinenschaufel
DE2718661A1 (de) * 1976-07-29 1978-02-02 Gen Electric Bauelement mit kuehlung durch fliessfaehiges mittel
DE2453854C1 (de) * 1973-11-15 1983-05-05 Rolls-Royce Ltd., London Gekuehlte Turbinenhohlschaufel fuer Gasturbinenstrahltriebwerke
US6647624B2 (en) 2001-07-05 2003-11-18 Alstom (Switzerland) Ltd Method of fitting an impingement plate
US7052233B2 (en) 2001-07-13 2006-05-30 Alstom Switzerland Ltd Base material with cooling air hole
DE10217484B4 (de) 2001-11-02 2018-05-17 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Leitschaufel einer thermischen Turbomaschine
US10975701B2 (en) * 2016-08-10 2021-04-13 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling
DE102019104814B4 (de) 2018-04-17 2022-10-20 Doosan Enerbility Co., Ltd. Mit einem Einsatzträger ausgestattete Turbinenschaufel

Families Citing this family (222)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3706508A (en) * 1971-04-16 1972-12-19 Sean Lingwood Transpiration cooled turbine blade with metered coolant flow
GB1304678A (de) * 1971-06-30 1973-01-24
GB1355558A (en) * 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1361256A (en) * 1971-08-25 1974-07-24 Rolls Royce Gas turbine engine blades
US3726604A (en) * 1971-10-13 1973-04-10 Gen Motors Corp Cooled jet flap vane
BE795073A (fr) * 1972-03-02 1973-05-29 Gen Electric Procede pour la fabrication d'aubes creuses
FR2185753B1 (de) * 1972-05-26 1976-06-11 Szydlowski Joseph
GB1400285A (en) * 1972-08-02 1975-07-16 Rolls Royce Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine
US3800864A (en) * 1972-09-05 1974-04-02 Gen Electric Pin-fin cooling system
US3819295A (en) * 1972-09-21 1974-06-25 Gen Electric Cooling slot for airfoil blade
GB1560683A (en) * 1972-11-28 1980-02-06 Rolls Royce Turbine blade
US3921271A (en) * 1973-01-02 1975-11-25 Gen Electric Air-cooled turbine blade and method of making same
US3864058A (en) * 1973-02-05 1975-02-04 Garrett Corp Cooled aerodynamic device
US4020538A (en) * 1973-04-27 1977-05-03 General Electric Company Turbomachinery blade tip cap configuration
US3902820A (en) * 1973-07-02 1975-09-02 Westinghouse Electric Corp Fluid cooled turbine rotor blade
US3849022A (en) * 1973-07-12 1974-11-19 Gen Motors Corp Turbine blade coolant distributor
JPS5048309A (de) * 1973-08-31 1975-04-30
GB1483532A (en) * 1974-09-13 1977-08-24 Rolls Royce Stator structure for a gas turbine engine
GB1519590A (en) * 1974-11-11 1978-08-02 Rolls Royce Gas turbine engine
US4040767A (en) * 1975-06-02 1977-08-09 United Technologies Corporation Coolable nozzle guide vane
US4025226A (en) * 1975-10-03 1977-05-24 United Technologies Corporation Air cooled turbine vane
DE2643049A1 (de) * 1975-10-14 1977-04-21 United Technologies Corp Schaufel mit gekuehlter plattform fuer eine stroemungsmaschine
US4012167A (en) * 1975-10-14 1977-03-15 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4063851A (en) * 1975-12-22 1977-12-20 United Technologies Corporation Coolable turbine airfoil
SE395934B (sv) * 1976-01-19 1977-08-29 Stal Laval Turbin Ab Kyld-ihalig ledskovel for gasturbin
US4118146A (en) * 1976-08-11 1978-10-03 United Technologies Corporation Coolable wall
US4090810A (en) * 1977-03-23 1978-05-23 General Electric Company Liquid-cooled turbine bucket with enhanced heat transfer performance
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
US4177004A (en) * 1977-10-31 1979-12-04 General Electric Company Combined turbine shroud and vane support structure
US4222703A (en) * 1977-12-13 1980-09-16 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Turbine engine with induced pre-swirl at compressor inlet
US4236870A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Turbine blade
US4183207A (en) * 1978-03-07 1980-01-15 Avco Corporation Oil-conducting strut for turbine engines
US4187054A (en) * 1978-04-20 1980-02-05 General Electric Company Turbine band cooling system
US4303371A (en) * 1978-06-05 1981-12-01 General Electric Company Shroud support with impingement baffle
US4384452A (en) * 1978-10-26 1983-05-24 Rice Ivan G Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine
US4314442A (en) * 1978-10-26 1982-02-09 Rice Ivan G Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine
FR2473621A1 (fr) * 1980-01-10 1981-07-17 Snecma Aube de distributeur de turbine
US4305697A (en) * 1980-03-19 1981-12-15 General Electric Company Method and replacement member for repairing a gas turbine engine vane assembly
US4693667A (en) * 1980-04-29 1987-09-15 Teledyne Industries, Inc. Turbine inlet nozzle with cooling means
WO1982001033A1 (en) * 1980-09-24 1982-04-01 K Karstensen Turbine cooling system
US4312624A (en) * 1980-11-10 1982-01-26 United Technologies Corporation Air cooled hollow vane construction
GB2163218B (en) * 1981-07-07 1986-07-16 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
US4775296A (en) * 1981-12-28 1988-10-04 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4542867A (en) * 1983-01-31 1985-09-24 United Technologies Corporation Internally cooled hollow airfoil
US4526512A (en) * 1983-03-28 1985-07-02 General Electric Co. Cooling flow control device for turbine blades
US4514144A (en) * 1983-06-20 1985-04-30 General Electric Company Angled turbulence promoter
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
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
US4721433A (en) * 1985-12-19 1988-01-26 United Technologies Corporation Coolable stator structure for a gas turbine engine
GB2189553B (en) * 1986-04-25 1990-05-23 Rolls Royce Cooled vane
US4798515A (en) * 1986-05-19 1989-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Variable nozzle area turbine vane cooling
US4721434A (en) * 1986-12-03 1988-01-26 United Technologies Corporation Damping means for a stator
WO1991009776A1 (en) * 1989-12-29 1991-07-11 Venturi Applications, Inc. Venturi-enhanced airfoil
FR2659689B1 (fr) * 1990-03-14 1992-06-05 Snecma Circuit de refroidissement interne d'une aube directrice de turbine.
US5197852A (en) * 1990-05-31 1993-03-30 General Electric Company Nozzle band overhang cooling
US5098257A (en) * 1990-09-10 1992-03-24 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for minimizing differential thermal expansion of gas turbine vane structures
US5169287A (en) * 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
US5165847A (en) * 1991-05-20 1992-11-24 General Electric Company Tapered enlargement metering inlet channel for a shroud cooling assembly of gas turbine engines
FR2692318B1 (fr) * 1992-06-11 1994-08-19 Snecma Aubage fixe de distribution des gaz chauds d'une turbo-machine.
GB9224241D0 (en) * 1992-11-19 1993-01-06 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine blade arrangement
US5413458A (en) * 1994-03-29 1995-05-09 United Technologies Corporation Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US5591002A (en) * 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
EP0789806B1 (de) * 1994-10-31 1998-07-29 Westinghouse Electric Corporation Gasturbinenschaufel mit gekühlter schaufelplattform
US5468125A (en) * 1994-12-20 1995-11-21 Alliedsignal Inc. Turbine blade with improved heat transfer surface
FR2743391B1 (fr) * 1996-01-04 1998-02-06 Snecma Aube refrigeree de distributeur de turbine
US5711650A (en) * 1996-10-04 1998-01-27 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine airfoil cooling
DE19641725A1 (de) * 1996-10-10 1998-04-16 Asea Brown Boveri Gasturbine mit einer sequentiellen Verbrennung
US5738493A (en) * 1997-01-03 1998-04-14 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages of an airfoil in a gas turbine engine
US5752801A (en) * 1997-02-20 1998-05-19 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same
JP3316415B2 (ja) * 1997-05-01 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
US6055805A (en) * 1997-08-29 2000-05-02 United Technologies Corporation Active rotor stage vibration control
FR2771446B1 (fr) * 1997-11-27 1999-12-31 Snecma Aube de distributeur de turbine refroidie
US6092991A (en) * 1998-03-05 2000-07-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
EP0945595A3 (de) * 1998-03-26 2001-10-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gekühlte Gasturbinenschaufel
US6019572A (en) * 1998-08-06 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine row #1 steam cooled vane
GB2345942B (en) * 1998-12-24 2002-08-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine internal air system
US6241467B1 (en) 1999-08-02 2001-06-05 United Technologies Corporation Stator vane for a rotary machine
US6254333B1 (en) 1999-08-02 2001-07-03 United Technologies Corporation Method for forming a cooling passage and for cooling a turbine section of a rotary machine
US6227798B1 (en) * 1999-11-30 2001-05-08 General Electric Company Turbine nozzle segment band cooling
DE19962244A1 (de) 1999-12-22 2001-06-28 Rolls Royce Deutschland Kühlluft-Führungssystem im Hochdruck-Turbinenabschnitt eines Gasturbinen Triebwerkes
EP1136651A1 (de) 2000-03-22 2001-09-26 Siemens Aktiengesellschaft Kühlsystem für eine Turbinenschaufel
US6543993B2 (en) * 2000-12-28 2003-04-08 General Electric Company Apparatus and methods for localized cooling of gas turbine nozzle walls
US6431820B1 (en) * 2001-02-28 2002-08-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips
US6508620B2 (en) 2001-05-17 2003-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Inner platform impingement cooling by supply air from outside
US6589010B2 (en) * 2001-08-27 2003-07-08 General Electric Company Method for controlling coolant flow in airfoil, flow control structure and airfoil incorporating the same
FR2833035B1 (fr) * 2001-12-05 2004-08-06 Snecma Moteurs Plate-forme d'aube de distributeur pour moteur a turbine a gaz
GB0200992D0 (en) * 2002-01-17 2002-03-06 Rolls Royce Plc Gas turbine cooling system
US6892931B2 (en) * 2002-12-27 2005-05-17 General Electric Company Methods for replacing portions of turbine shroud supports
US6964557B2 (en) * 2003-02-03 2005-11-15 General Electric Company Methods and apparatus for coupling a component to a turbine engine blade
US6932568B2 (en) * 2003-02-27 2005-08-23 General Electric Company Turbine nozzle segment cantilevered mount
US6969233B2 (en) * 2003-02-27 2005-11-29 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity
US7008185B2 (en) * 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
US6887033B1 (en) * 2003-11-10 2005-05-03 General Electric Company Cooling system for nozzle segment platform edges
US7029228B2 (en) * 2003-12-04 2006-04-18 General Electric Company Method and apparatus for convective cooling of side-walls of turbine nozzle segments
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US7114339B2 (en) * 2004-03-30 2006-10-03 United Technologies Corporation Cavity on-board injection for leakage flows
FR2872541B1 (fr) * 2004-06-30 2006-11-10 Snecma Moteurs Sa Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore
EP1655451B1 (de) 2004-11-09 2010-06-30 Rolls-Royce Plc Kühlanordnung
US7217095B2 (en) * 2004-11-09 2007-05-15 United Technologies Corporation Heat transferring cooling features for an airfoil
GB0424668D0 (en) * 2004-11-09 2004-12-08 Rolls Royce Plc A cooling arrangement
US7258528B2 (en) * 2004-12-02 2007-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled airfoil for a gas turbine engine and method
RU2425982C2 (ru) * 2005-04-14 2011-08-10 Альстом Текнолоджи Лтд Лопатка газовой турбины
JP4867203B2 (ja) * 2005-05-31 2012-02-01 株式会社日立製作所 ガスタービン
US7588412B2 (en) * 2005-07-28 2009-09-15 General Electric Company Cooled shroud assembly and method of cooling a shroud
US7762761B2 (en) * 2005-11-30 2010-07-27 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine nozzles
US7322795B2 (en) * 2006-01-27 2008-01-29 United Technologies Corporation Firm cooling method and hole manufacture
FR2899281B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-10 Snecma Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine
US20070258814A1 (en) * 2006-05-02 2007-11-08 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with integral chordal support ribs
US20100322767A1 (en) * 2009-06-18 2010-12-23 Nadvit Gregory M Turbine Blade Having Platform Cooling Holes
US7534088B1 (en) 2006-06-19 2009-05-19 United Technologies Corporation Fluid injection system
US7766606B2 (en) * 2006-08-17 2010-08-03 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with platform cooling channels with diffusion slots
US7722315B2 (en) * 2006-11-30 2010-05-25 General Electric Company Method and system to facilitate preferentially distributed recuperated film cooling of turbine shroud assembly
US7766609B1 (en) 2007-05-24 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane endwall with float wall heat shield
US7857588B2 (en) * 2007-07-06 2010-12-28 United Technologies Corporation Reinforced airfoils
US8128365B2 (en) 2007-07-09 2012-03-06 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with rotor impingement cooling
US7921654B1 (en) * 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine stator vane
JP2009162119A (ja) * 2008-01-08 2009-07-23 Ihi Corp タービン翼の冷却構造
EP2260181B1 (de) * 2008-03-19 2016-08-17 General Electric Technology GmbH Leitschaufel mit hakenförmigem befestigungselement für eine gasturbine
ATE526486T1 (de) * 2008-03-19 2011-10-15 Alstom Technology Ltd Leitschaufel für eine gasturbine
US8246297B2 (en) 2008-07-21 2012-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud segment cooling configuration
US8240987B2 (en) * 2008-08-15 2012-08-14 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving baffle assemblies
US8591166B2 (en) * 2008-12-31 2013-11-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Axial compressor vane
US8096766B1 (en) 2009-01-09 2012-01-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Air cooled turbine airfoil with sequential cooling
US8322988B1 (en) 2009-01-09 2012-12-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Air cooled turbine airfoil with sequential impingement cooling
US8096767B1 (en) * 2009-02-04 2012-01-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit formed within the tip shroud
US8109724B2 (en) * 2009-03-26 2012-02-07 United Technologies Corporation Recessed metering standoffs for airfoil baffle
US8348613B2 (en) * 2009-03-30 2013-01-08 United Technologies Corporation Airflow influencing airfoil feature array
US8292573B2 (en) * 2009-04-21 2012-10-23 General Electric Company Flange cooled turbine nozzle
US20100284800A1 (en) * 2009-05-11 2010-11-11 General Electric Company Turbine nozzle with sidewall cooling plenum
EP2282014A1 (de) * 2009-06-23 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Rinförmiger Strömungskanalabschnitt für eine Turbomaschine
JP2011043118A (ja) * 2009-08-21 2011-03-03 Ihi Corp タービン用冷却構造及びタービン
US8794911B2 (en) * 2010-03-30 2014-08-05 United Technologies Corporation Anti-rotation slot for turbine vane
US8840369B2 (en) * 2010-09-30 2014-09-23 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
RU2543101C2 (ru) * 2010-11-29 2015-02-27 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
RU2547351C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
US8714911B2 (en) * 2011-01-06 2014-05-06 General Electric Company Impingement plate for turbomachine components and components equipped therewith
JP5449225B2 (ja) * 2011-02-08 2014-03-19 株式会社日立製作所 ガスタービン
GB201105105D0 (en) * 2011-03-28 2011-05-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component
US8651799B2 (en) * 2011-06-02 2014-02-18 General Electric Company Turbine nozzle slashface cooling holes
EP2540969A1 (de) * 2011-06-27 2013-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Aufprallkühlung von Turbinenschaufeln oder -flügeln
JP2011241839A (ja) * 2011-09-06 2011-12-01 Hitachi Ltd ガスタービンの静翼、及びガスタービン
US8376705B1 (en) * 2011-09-09 2013-02-19 Siemens Energy, Inc. Turbine endwall with grooved recess cavity
EP2584145A1 (de) 2011-10-20 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft Gekühlte Turbinenleitschaufel oder gekühltes Turbinenleitblatt für eine Turbomaschine
FR2981980B1 (fr) * 2011-10-26 2016-01-22 Snecma Procede de montage d'un aubage fixe d'une turbomachine, carter et turbomachine comportant au moins un aubage fixe monte sur ce carter
US9057271B2 (en) * 2011-11-04 2015-06-16 Siemens Energy, Inc. Splice insert repair for superalloy turbine blades
EP2626519A1 (de) * 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenbaugruppe, zugehöriges Prallkühlungsrohr und Gasturbinenkraftwerk.
US9033670B2 (en) 2012-04-11 2015-05-19 Honeywell International Inc. Axially-split radial turbines and methods for the manufacture thereof
US9115586B2 (en) 2012-04-19 2015-08-25 Honeywell International Inc. Axially-split radial turbine
CA3116516C (en) 2012-06-15 2023-08-29 General Electric Company Turbine airfoil apparatus and corresponding method
US9500099B2 (en) 2012-07-02 2016-11-22 United Techologies Corporation Cover plate for a component of a gas turbine engine
US8863531B2 (en) * 2012-07-02 2014-10-21 United Technologies Corporation Cooling apparatus for a mid-turbine frame
US9228450B2 (en) * 2012-07-03 2016-01-05 Solar Turbines Incorporated Nozzle particle deflector for a gas turbine engine
EP2893145B1 (de) * 2012-08-20 2019-05-01 Ansaldo Energia IP UK Limited Intern gekühlte schaufel für eine drehmaschine
US9759072B2 (en) * 2012-08-30 2017-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement
EP2713009B1 (de) * 2012-09-26 2015-03-11 Alstom Technology Ltd Kühlverfahren und -system zur Kühlung von Schaufeln mindestens einer Schaufelreihe in einer drehenden Strömungsmaschine
EP3456943B1 (de) * 2012-09-28 2021-08-04 Raytheon Technologies Corporation Strömungsmessendes t-rohr mit geteilter zone
CN102979584A (zh) * 2012-12-06 2013-03-20 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 燃机涡轮首级导叶上端壁冷却系统
CN102996187A (zh) * 2012-12-06 2013-03-27 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 燃机涡轮首级导叶下端壁冷却系统
EP2754857A1 (de) * 2013-01-10 2014-07-16 Alstom Technology Ltd Kühlanordnung, zugehörige Statorhitzeschild, Laufschaufel und Statorschaufel für eine Gasturbinenanlage
US9796055B2 (en) * 2013-02-17 2017-10-24 United Technologies Corporation Turbine case retention hook with insert
US9719362B2 (en) * 2013-04-24 2017-08-01 Honeywell International Inc. Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
US9476305B2 (en) 2013-05-13 2016-10-25 Honeywell International Inc. Impingement-cooled turbine rotor
US10100737B2 (en) * 2013-05-16 2018-10-16 Siemens Energy, Inc. Impingement cooling arrangement having a snap-in plate
GB2514832A (en) * 2013-06-07 2014-12-10 Rolls Royce Deutschland & Co Kg Cooling system
CN103266922B (zh) * 2013-06-15 2014-11-12 厦门大学 一种带有级间燃烧室的涡轮静子叶片
WO2015041806A1 (en) * 2013-09-18 2015-03-26 United Technologies Corporation Boas thermal protection
EP3047111B1 (de) 2013-09-18 2020-05-06 United Technologies Corporation Gasturbinentriebwerksbauteil, zugehöriges gasturbinentriebwerk und verfahren zum kühlen
US10001018B2 (en) * 2013-10-25 2018-06-19 General Electric Company Hot gas path component with impingement and pedestal cooling
US9206700B2 (en) * 2013-10-25 2015-12-08 Siemens Aktiengesellschaft Outer vane support ring including a strong back plate in a compressor section of a gas turbine engine
US8939717B1 (en) * 2013-10-25 2015-01-27 Siemens Aktiengesellschaft Vane outer support ring with no forward hook in a compressor section of a gas turbine engine
US9133716B2 (en) * 2013-12-02 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Turbine endwall with micro-circuit cooling
WO2015105654A1 (en) 2014-01-08 2015-07-16 United Technologies Corporation Clamping seal for jet engine mid-turbine frame
US10669870B2 (en) * 2014-01-28 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Vane for jet engine mid-turbine frame
EP2921650B1 (de) * 2014-03-20 2017-10-04 Ansaldo Energia Switzerland AG Turbinenschaufel mit gekühlte Hohlkehle
EP2927430B1 (de) * 2014-04-04 2019-08-07 United Technologies Corporation Statorschaufel mit einer gekühlten plattform für ein gasturbinentriebwerk
CN107075955A (zh) * 2014-09-04 2017-08-18 西门子公司 具有在燃气涡轮机翼型件的后部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的包括散热肋的内部冷却系统
GB2530763A (en) * 2014-10-01 2016-04-06 Rolls Royce Plc A heat shield
US10711702B2 (en) * 2015-08-18 2020-07-14 General Electric Company Mixed flow turbocore
JP6587251B2 (ja) * 2015-11-27 2019-10-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 流路形成板、これを備える流路形成組部材及び静翼、ガスタービン、流路形成板の製造方法、並びに流路形成板の改造方法
US10156149B2 (en) * 2016-02-09 2018-12-18 General Electric Company Turbine nozzle having fillet, pinbank, throat region and profile
US10161255B2 (en) 2016-02-09 2018-12-25 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
US10196908B2 (en) 2016-02-09 2019-02-05 General Electric Company Turbine bucket having part-span connector and profile
US10125623B2 (en) 2016-02-09 2018-11-13 General Electric Company Turbine nozzle profile
US10221710B2 (en) 2016-02-09 2019-03-05 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC) and profile
US10001014B2 (en) 2016-02-09 2018-06-19 General Electric Company Turbine bucket profile
US10190421B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having tip shroud fillet, tip shroud cross-drilled apertures and profile
US10190417B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric endwall contour and profile
US10344619B2 (en) * 2016-07-08 2019-07-09 United Technologies Corporation Cooling system for a gaspath component of a gas powered turbine
CN105971674B (zh) * 2016-07-29 2018-04-03 上海电气燃气轮机有限公司 燃气轮机轮缘密封结构及方法
DE102016222608A1 (de) 2016-11-17 2018-05-17 MTU Aero Engines AG Dichtungsanordnung für eine Leitschaufelanordnung einer Gasturbine
EP3450685B1 (de) * 2017-08-02 2020-04-29 United Technologies Corporation Gasturbinenmotorkomponente
US10612466B2 (en) * 2017-09-11 2020-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine active clearance control system using inlet particle separator
US20190085706A1 (en) * 2017-09-18 2019-03-21 General Electric Company Turbine engine airfoil assembly
US10822973B2 (en) * 2017-11-28 2020-11-03 General Electric Company Shroud for a gas turbine engine
FR3074521B1 (fr) * 2017-12-06 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Secteur de distributeur de turbine pour une turbomachine d'aeronef
US11131212B2 (en) 2017-12-06 2021-09-28 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine cooling component
US10648351B2 (en) * 2017-12-06 2020-05-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine cooling component
US10655496B2 (en) * 2017-12-22 2020-05-19 United Technologies Corporation Platform flow turning elements for gas turbine engine components
US10746026B2 (en) * 2018-01-05 2020-08-18 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with cooling path
US11261739B2 (en) * 2018-01-05 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with rib communication
US10697307B2 (en) * 2018-01-19 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Hybrid cooling schemes for airfoils of gas turbine engines
US10808572B2 (en) * 2018-04-02 2020-10-20 General Electric Company Cooling structure for a turbomachinery component
US10787912B2 (en) * 2018-04-25 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Spiral cavities for gas turbine engine components
US10697310B2 (en) * 2018-05-17 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Multiple source impingement baffles for gas turbine engine components
RU2691868C1 (ru) * 2018-07-05 2019-06-18 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Ротор турбины высокого давления газотурбинного двигателя (варианты)
RU2691867C1 (ru) * 2018-07-05 2019-06-18 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом
RU2684298C1 (ru) * 2018-07-05 2019-04-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Способ охлаждения ротора турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (ГТД), ротор ТВД и лопатка ротора ТВД, охлаждаемые этим способом, узел аппарата закрутки воздуха ротора ТВД
US10822962B2 (en) * 2018-09-27 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Vane platform leading edge recessed pocket with cover
US20200182068A1 (en) * 2018-12-05 2020-06-11 United Technologies Corporation Axial flow cooling scheme with structural rib for a gas turbine engine
US10822963B2 (en) * 2018-12-05 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Axial flow cooling scheme with castable structural rib for a gas turbine engine
RU2716097C1 (ru) * 2019-07-30 2020-03-05 Акционерное общество "ОДК-Климов" Рабочая лопатка турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
US11713683B2 (en) 2020-03-25 2023-08-01 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and method for manufacturing the turbine blade
US11248479B2 (en) 2020-06-11 2022-02-15 General Electric Company Cast turbine nozzle having heat transfer protrusions on inner surface of leading edge
CN112081632A (zh) * 2020-10-16 2020-12-15 北京全四维动力科技有限公司 燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机
US11885230B2 (en) * 2021-03-16 2024-01-30 Doosan Heavy Industries & Construction Co. Ltd. Airfoil with internal crossover passages and pin array
FR3129429B1 (fr) * 2021-11-24 2024-08-09 Safran Aircraft Engines Secteur de distributeur de turbine pour une turbomachine d’aéronef
WO2023121680A1 (en) * 2021-12-20 2023-06-29 General Electric Company Wire screen particle filter for turbomachine airfoil
US11536143B1 (en) 2021-12-22 2022-12-27 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Endwall cooling scheme
US11635000B1 (en) * 2021-12-23 2023-04-25 Rolls-Royce Corporation Endwall directional cooling

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE546821A (de) * 1955-04-06
US3527543A (en) * 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
FR1503348A (fr) * 1965-12-11 1967-11-24 Daimler Benz Ag Aube pour turbines à gaz, en particulier pour réacteurs d'avions

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2320581A1 (de) * 1972-04-24 1975-05-28 Gen Electric Luftgekuehlte turbinenschaufel
DE2453854C1 (de) * 1973-11-15 1983-05-05 Rolls-Royce Ltd., London Gekuehlte Turbinenhohlschaufel fuer Gasturbinenstrahltriebwerke
DE2718661A1 (de) * 1976-07-29 1978-02-02 Gen Electric Bauelement mit kuehlung durch fliessfaehiges mittel
US6647624B2 (en) 2001-07-05 2003-11-18 Alstom (Switzerland) Ltd Method of fitting an impingement plate
US7052233B2 (en) 2001-07-13 2006-05-30 Alstom Switzerland Ltd Base material with cooling air hole
DE10217484B4 (de) 2001-11-02 2018-05-17 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Leitschaufel einer thermischen Turbomaschine
US10975701B2 (en) * 2016-08-10 2021-04-13 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling
DE102019104814B4 (de) 2018-04-17 2022-10-20 Doosan Enerbility Co., Ltd. Mit einem Einsatzträger ausgestattete Turbinenschaufel

Also Published As

Publication number Publication date
DE2042947B2 (de) 1973-12-20
JPS4826086B1 (de) 1973-08-06
DE2042947C3 (de) 1974-07-18
BE755567A (fr) 1971-02-15
US3628880A (en) 1971-12-21
FR2071665A5 (de) 1971-09-17
CA941745A (en) 1974-02-12
IL35196A (en) 1974-11-29
IL35196A0 (en) 1970-10-30
GB1322801A (en) 1973-07-11

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