DE2320581C2 - Gas turbine with air-cooled turbine blades - Google Patents
Gas turbine with air-cooled turbine bladesInfo
- Publication number
- DE2320581C2 DE2320581C2 DE2320581A DE2320581A DE2320581C2 DE 2320581 C2 DE2320581 C2 DE 2320581C2 DE 2320581 A DE2320581 A DE 2320581A DE 2320581 A DE2320581 A DE 2320581A DE 2320581 C2 DE2320581 C2 DE 2320581C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- cavity
- blade
- cooling air
- air
- turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Expired
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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbine mit luftgekühlten Turbinenlaufschaufeln gemäß dem Oberbegriff von Patentanspruch 1.The invention relates to a gas turbine with air-cooled turbine rotor blades according to the preamble of claim 1.
Eine solche Gasturbine ist bekannt (US-PS 36 28 885). Dabei sind die luftdurchströmten Hohlräume sowie deren Austrittsöffnungen vorgesehen, um für hinreichende Kühlung der Turbinenschaufeln zu sorgen, die bei Hochleistungsturbinen erheblichen thermischen und mechanischen Belastungen ausgesetzt sind. Bei der bekannten Turbine sorgt die aus dem dritten Hohlraum durch dessen Austrittsöffnungen austretende Kühlluft zusammen mit dem an der Turbinenschaufel vorbeiströmenden Arbeitsmittel fur die Entstehung eines Luftfilms auf beiden Seiten der Oberfläche des Schaufelabschnitts, wobei dieser Luftfilm einerseits Wärme von der Oberfläche aufnimmt und dadurch zur Kühlung des Schaufelabschnitts beiträgt und andererseits eine gewisse Wärmesperre zwischen dem Schaufelabschnitt und dem Arbeitsmittel darstellt. Bei der bekannten Turbine ist der zwischen dem ersten Hohlraum und dem dritten Hohlraum angeordnete zweite Hohlraum als Serpentinenkammer bzw. Serpentinenkanal ausgebildet, der aus mehreren aufeinanderfolgenden Kammerabschnitten besteht, die jeweils am äußeren bzw. inneren Schaufelende ineinander übergehen. Der zweite Lufteinlaß mündet in den zweiten Hohlraum, und zwar in dessen dem ersten Hohlraum nächsten Kammerabschnitt Die durch die Serpentinerilcammer geströmte Kühlluft tritt aus dieser durch Öffnungen am Schaufelkopf aus, damit der Arbeitsmittelleckage an den radial äußeren Enden der Turbinenschaufeln vorbei vorgebeugt ist. Der ersteSuch a gas turbine is known (US-PS 36 28 885). The cavities through which air flows as well as their outlet openings are provided in order for sufficient To ensure cooling of the turbine blades, which in high-performance turbines is significant thermal and are exposed to mechanical loads. In the known turbine, it takes care of the third cavity cooling air exiting through its outlet openings together with that flowing past the turbine blade Working equipment for the formation of an air film on both sides of the surface of the blade section, this air film on the one hand absorbs heat from the surface and thereby cools the Contributes blade section and on the other hand a certain thermal barrier between the blade section and represents the work equipment. In the known turbine that is between the first cavity and the third Second cavity arranged as a serpentine chamber or serpentine channel formed from several successive chamber sections consists, each at the outer and inner blade end merge. The second air inlet opens into the second cavity, namely in the one first cavity next chamber section The cooling air that has flowed through the serpentine chamber emerges this through openings on the blade head, so that the working fluid leakage at the radially outer ends of the Turbine blades is bent over. The first
Hohlraum und der zweite Hohlraum sind bei der bekannten Turbine durch eine Wand getrennt in der zahlreiche Öffnungen ausgebildet sind, so daß aus dem dem ersten Hohlraum nächsten Kammerabschnitt des zweiten Hohlraums Kühlluft in den ersten Hohlraum eintreten kann. Diese Kühlluft durchströmt den ersten Hohlraum im wesentlichen in Axialrichtung der Turbine, wobei sie die innere Oberfläche des ersten Hohlraumes kühlt, und strömt schließlich durch die Austrittsöffnungen des ersten Hohlraumes an der Hinterkante aus.Cavity and the second cavity are separated in the known turbine by a wall in the numerous Openings are formed so that from the next to the first cavity chamber portion of the second Cavity cooling air can enter the first cavity. This cooling air flows through the first cavity substantially in the axial direction of the turbine, being the inner surface of the first cavity cools, and finally flows out through the outlet openings of the first cavity at the rear edge.
Bei modernen Turbomaschinen kann nun der Gesamtwirkungsgrad dadurch beeinträchtigt werden, daß die Turbinenschaufeln zu ihrer Kühlung eine verhältnismäßig große Kühlluftmenge benötigen, da die Arbeit, die erforderlich ist, um die Kühlluft zur Verfügung zu stellen, die von der Turbomaschine gelieferte Leistung entsprechend vermindert. Demzufolge ist eine solche Ausbildung der Turbinenschaufeln wünschenswert, bei der minimale Mengen an Kühlluft erforderlich sind.In modern turbo machines, the overall efficiency can now be impaired by the fact that the turbine blades require a relatively large amount of cooling air to cool them, since the work which is required to provide the cooling air, the power delivered by the turbomachine correspondingly reduced. Accordingly, such a design of the turbine blades is desirable that minimal amounts of cooling air are required.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die gattungsgemäße Turbine derart auszubilden, daß das Kühlungspotential der zugeführten Kühlluft möglichst weitgehend ausgenutzt wird, damit der Gesamtwirkungsgrad der Turbomaschine, zu der die Turbine gehört, durch die Notwendigkeit, die Turbinenschaufeln zu kühlen, möglichst wenig beeinträchtigt ist.The invention is based on the object of designing the generic turbine in such a way that the cooling potential the supplied cooling air is used as much as possible, so that the overall efficiency the turbomachine to which the turbine belongs, due to the need to cool the turbine blades, is affected as little as possible.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale im kennzeichnenden Teil von Patentanspruch 1 gelöst.According to the invention, this object is achieved by the features in the characterizing part of patent claim 1 solved.
Bei der erfindungr.gemäßen Turbine tritt die gesamte für den ersten und den zweiten Hohlraum vorgesehene Kühlluftmenge in den unmittelbar an der Hinterkante angeordneten ersten Hohlraum an dessen radial innerem Ende ein und durchströmt zunächst diesen Hohlraum in Richtung radial nach außen. Dadurch wird der durch hohe Temperaturen und mechanische Belastungen sehr stark beanspruchte Bereich am radial inneren Ende der Hinterkante mit Kühlluft in großer Menge und mit noch verhältnismäßig niedriger Temperatur versorgt. Erst aus dem ersten Hohlraum gelangt die Kühlluft in den zweiten Hohlraum, für den das verbliebene Kühlpotential der Kühlluft jedoch noch ausreicht, zumal im zweiten Hohlraum der Einsatz vorgesehen ist, der für intensive Nutzung der Kühlluft zur Kühlung der inneren Oberfläche des zweiten Hohlraums sorgt.In the case of the turbine according to the invention, the entire space provided for the first and second cavity occurs Amount of cooling air in the first cavity, which is arranged directly on the rear edge, at the radially inner one End and initially flows through this cavity in a radially outward direction. This will make the Very heavily stressed area on the radially inner area due to high temperatures and mechanical loads The end of the trailing edge is supplied with cooling air in large quantities and at a relatively low temperature. Only from the first cavity does the cooling air get into the second cavity, for which the remaining one However, the cooling potential of the cooling air is still sufficient, especially since the insert is provided in the second cavity, which is for intensive use of the cooling air to cool the inner surface of the second cavity ensures.
Aus der US-PS 29 20 865 ist allerdings bekannt, für drei Turbinenschaufel-Hohlräume einen ersten Lufteinlaß in den dritten und einen zweiten Lufteinlaß in den ersten Hohlraum münden zu lassen und den zweitenFrom US-PS 29 20 865 is known, however, a first air inlet for three turbine blade cavities open into the third and a second air inlet in the first cavity and the second
Hohlraum unter anderem aus dem ersten Hohlraum mit Kühlluft zu speisen, indem als Strömungsverbindung zwischen dem ersten und zweiten Hohlraum ein Kanal nahe dem äußeren Schaufelende gebildet ist, wobei dort ein Verschlußteil die drei Turbinenschaufel-Hohlräume nach außen verschließt Diese Anordnung der drei Turbinenschaufel-Hohlräume ist der Ausbildung der zweiten Kammer der gattungsgemäßen Gasturbine gemäß der US-PS 36 28 885 als Serpentinenkammer bzw. Serpentinenkanal vergleichbar. Nicht vorgesehen bei der Gasturbine gemäß der US-PS 29 20 865 ist ein durch mehrere Austrittsöffnungen in der Hinterkante nach außen offener Hohlraum unmittelbar an der Hinterkante. Gerade um die Kühlluftführung im Falle des Vorhandenseins eines solchen Hohlraums geht es aber bei der Erfindung. Ferner nicht vorgesehen bei dieser bekannten Gasturbine sind vom zweiten Hohlraum zur seitlichen Oberfläche führende Austrittsöffnungen sowie ein Einsatz in diesem Hohlraum.To feed the cavity with cooling air from the first cavity, among other things, by acting as a flow connection a channel near the outer blade end is formed between the first and second cavities, there a closure part closes the three turbine blade cavities to the outside. This arrangement of the three turbine blade cavities is the design of the second chamber of the generic gas turbine according to the US-PS 36 28 885 as a serpentine chamber or serpentine channel comparable. Not foreseen in the Gas turbine according to US-PS 29 20 865 is one through several outlet openings in the rear edge to the outside open cavity immediately at the rear edge. Especially about the cooling air duct in the event that it is present such a cavity is possible with the invention. Also not provided in this known Gas turbine are outlet openings leading from the second cavity to the side surface as well as a Use in this cavity.
Von einem mittleren Hohlraum ausgehende Austrittsöffnungen, die in der äußeren seitlichen Oberfläche münden, sind allerdings an sich bekannt (Flight international, 13. Juli 1967, Seite 77).Exit openings emanating from a central cavity and those in the outer lateral surface flow out, but are known per se (Flight international, July 13, 1967, p. 77).
Das noch in der aus dem zweiten Hohlraum, austretenden Kühlluft enthaltene restliche Kühlpotentiai wird schließlich dadurch ausgenutzt, daß diese Kühlluft zur Filmbildung auf der äußeren Oberfläche herangezogen wird. Die durch die erfindungsgemäße Ausbildung bewirkte Kühlluftführung im ersten und zweiten Hohlraum führt dazu, daß mit gleicher Kühlluftmerge eine bessere Kühlwirkung als bei der gattungsgemäßen Turbine bzw. mit geringerer Kühlluftmenge die gleiche Kühlwirkung wie bei der gattungsgemäßen Turbine erreicht wird. Die erfindungsgemäße Turbine ermöglicht somit einen hohen Gesamtwirkungsgrad.That is still in the one emerging from the second cavity The remaining cooling potential contained in cooling air is finally utilized in that this cooling air is used for Film formation on the outer surface is used. The brought about by the training according to the invention Cooling air flow in the first and second cavity leads to the fact that one with the same amount of cooling air better cooling effect than with the generic turbine or the same with a smaller amount of cooling air Cooling effect is achieved as in the generic turbine. The turbine according to the invention enables thus a high overall efficiency.
Die Erfindung soll in der folgenden Beschreibung unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung erläutert werden. Es zeigtThe invention is to be explained in the following description with reference to the figures of the drawing will. It shows
F i g. 1 eine Schnittansicht eines üblichen Strahltriebwerkes, wobei die wesentlichen Teile dieses Strahltriebwerkes dargestellt sind,F i g. 1 is a sectional view of a conventional jet engine, the essential parts of this jet engine are shown
F i g. 2 eine Teilschnittansicht des in F i g. 1 dargestellten Strahltriebwerkes, wobei dessen Turbine im Detail gezeigt ist,F i g. FIG. 2 is a partial sectional view of the FIG. 1 shown jet engine, its turbine in detail is shown
Fig.3 einen Schnitt genommen längs der Linie 3-3 der F i g. 2,3 is a section taken along line 3-3 the F i g. 2,
Fig.4 ei;;e Schnittansicht der ei'ündungsgemäßen Turbinenschaufeln und4 ei ;; e sectional view of the embodiment according to the invention Turbine blades and
F i g. 5 eine schematische Darstellung des Strömi'ngsweges der Kühlluft in der in F i g. 2 dargestellten Turbinenschaufel. F i g. 5 a schematic representation of the flow path the cooling air in the in F i g. 2 shown turbine blade.
Das in F i g. 1 dargestellte Strahltriebwerk weist die für ein dera/tiges Triebwerk typischen Grundbauteile auf. Ein im wesentlichen zylindrisches Gehäuse umgibt einen Kompressor 10, Brennkammern Il und eine Turbine 12, die alle um eine drehbare Welle 13 herum angeordnet sind. Wie bekannt, tritt atmosphärische Luft in das Triebwerk von links ein und wird verdichtet und erhitzt und nach rechts ausgestoßen, um einen nutzbaren Schub zu erzeugen. Insbesondere wird Luft, die von links eintritt, vom Kompressor 10 in Zusammenarbeit mit der Form des vorderen Endes der Welle 13 verdichtet und wird zum Teil in die Brennkammern 11 geführt. Wärmeenergie wird der Luft innerhalb der Brennkammern zugeführt und zwar durch die Verbrennung eines entsprechenden Brennstoffs, der diesen Brennkammern ebenfalls zugeführt wird. Ein Arbeitsmittel, welches aus einer Kombination von Ljft und verbranntem Brennstoff besteht, tritt am rechten Ende der Brennkammern aus und trifft auf eine Anzahl von Turbinenschaufeln 14 auf, die von einer Anzahl von benachbarten Scheiben getragen werden und die Turbine 12 bilden. Die Beaufschlagung der Turbinenschaufeln 14 durch das Arbeitsmittel bewirkt, daß die Turbine gedreht wird. Diese Drehung wird auf die Welle 13 übertragen. Durch die Drehung der Welle 13 wird eine Antriebskraft zum Betrieb des Kompressors 10 am vorderen Ende des Triebwerks übertragen.The in Fig. 1 has the typical basic components for such an engine on. A substantially cylindrical housing surrounds a compressor 10, combustion chambers II and a turbine 12, all of which are arranged around a rotatable shaft 13. As is known, atmospheric air enters The engine enters from the left and is compressed and heated and ejected to the right to make a usable one To generate thrust. In particular, air entering from the left is cooperated by the compressor 10 compressed with the shape of the front end of the shaft 13 and is partly guided into the combustion chambers 11. Thermal energy is added to the air inside the combustion chambers through the combustion of a corresponding fuel, which is also fed to these combustion chambers. A work tool that consists of a combination of light and burned fuel exists, exits at the right end of the combustion chambers and meets a number of turbine blades 14 which are carried by a number of adjacent disks and form the turbine 12. The loading of the turbine blades 14 by the working fluid causes the turbine to rotate. This twist is transferred to the shaft 13. With the rotation of the shaft 13, a driving force becomes operative of the compressor 10 at the front end of the engine.
Die Turbinenschaufeln 14 müssen außerordentlich fest und wärmebeständig sein, um den Kräften und der Wärme zu widerstehen, die von dem auftreffenden Arbeitsmittel ausgehen. Das Kühlsystem, durch das dieThe turbine blades 14 must be extremely strong and heat-resistant to the forces and the To withstand the heat emanating from the impinging work equipment. The cooling system through which the
Schaufeln 14 gegen eine Überhitzung geschützt werden, ist in den Fig.2 bis 5 dargestellt und arbeitet unter Benutzung eines Teils der Luft, die vom Kompressor 10 verdichtet wird, die jedoch nicht den Brennkammern 11 zugeführt wird.Blades 14 are protected against overheating, is shown in Figures 2 to 5 and works under Using part of the air that is compressed by the compressor 10 but which does not reach the combustion chambers 11 is fed.
Fig.2 zeigt eine typische Turbinenschaufel 14 und deren Zusammenwirkung mit der WpVi; 13, und es sind ferner Teile des noch zu beschreibenacn Kühlmittelsystems gezeigt. Die Schaufel 14 weist einen Schaufeiabschnitt 16 in Form eines Tragflächenprofils auf. Weiterhin ist eine Platte 18 vorgesehen, von der der Schaufelfuß ausgeht der mit der Scheibe 19 zusammenwirkt, von der die Schaufeln getragen werden. Der Schaufelabschnitt 16 weist eine äußere Oberfläche 17 auf und eine Anzahl von inneren Hohlräumen, die noch näher beschrieben werden sollen. Am Schaufelkopf (das Schaufelende, das der Platte 18 gegenüberliegt) ist ein Verschlußteil 20 vorgesehen, das die inneren Hohlräume der Schaufel von der Umgebungsatmosphäre abtrennt. Dieses Verschlußteil kann integral mit dem Schaufeiabschnitt 16 ausgebildet sein oder als getrenntes Bauteil an diesem befestigt sein.Fig.2 shows a typical turbine blade 14 and their interaction with the WpVi; 13, and there are also parts of the still to be described coolant system shown. The blade 14 has a blade section 16 in the form of an airfoil profile. Farther a plate 18 is provided, from which the blade root proceeds, which interacts with the disk 19, from that the shovels are carried. The vane portion 16 has an outer surface 17 and a Number of internal cavities that will be described in more detail. At the shovel head (the shovel end, which is opposite the plate 18) a closure part 20 is provided, which the inner cavities the blade separates from the ambient atmosphere. This closure part can be integral with the vane section 16 or be attached to this as a separate component.
Der Schaufelabschnitt 16 weist ferner eine Vorderkante 26 und eine Hinterkante 28 auf.The blade section 16 also has a leading edge 26 and a trailing edge 28.
Bei der in F i g. 2 dargestellten Ausführungsfonn ermöglicht eine Öffnung 22 in der Welle 13 den Durchgang von Kühlluft, die von einem Kühlluftexpander 24 korn·nt, der mit einer nicht dargestellten Kammer zusammenarbeitet, um Kühlluft der Schaufel zuzuführen. Schnittansichten der Schaufeln 14 sind in den F i g. 3 und 4 dargestellt. Der Strömungsweg ist schernatisch in Fig. 5 dargestellt.In the case of the in FIG. 2 enables embodiment shown an opening 22 in the shaft 13 allows the passage of cooling air from a cooling air expander 24 korn nt, which works together with a chamber (not shown), to supply cooling air to the blade. Sectional views of the blades 14 are shown in FIGS. 3 and 4 shown. The flow path is shown schematically in FIG.
Die F i g. 3 und 4 zeigen, daß die dargestellte Ausführungsform der Turbinenschaufel einen ersten, zweiten und dritten Hohlraum 30, 32 und 34 aufweist, die der Reihe nach nebeneinander zwischen der Hinterkante 28 und der Vorderkante 26 des Schaufelabschnitts 16 angeordnet sind. Die Hohlräume werden innerhalb des Mantels durch innere Manteloberflächen 31, 33 und 35 begrenzt. Die drei Hohlräume haben eine Form und eine Große, die dadurch bestimmt sind, daß sie eine optimale Kühlmittelwirkung und eine optimale mechanische Schaufelfestigkeit ergeben. Der Hohlraum 30 ist neben der Hinterkante 28 der Schaufel angeordnet, während der Hohlraum 32 im Abstand von der Hinterkante 28 angeordnet ist. Der Hohlraum 34 ist neben der Vorderkante der Schaufel ausgebildet.The F i g. 3 and 4 show that the illustrated embodiment of the turbine blade has a first, second and third cavity 30, 32 and 34, which are sequentially next to each other between the trailing edge 28 and the leading edge 26 of the vane section 16 are arranged. The voids are inside the mantle limited by inner jacket surfaces 31, 33 and 35. The three cavities have one shape and one Large ones, which are determined by the fact that they have an optimal coolant effect and an optimal mechanical Result in blade strength. The cavity 30 is located adjacent to the trailing edge 28 of the blade while the cavity 32 is arranged at a distance from the rear edge 28. The cavity 34 is next to the leading edge the shovel formed.
Einsätze 36 und 38 sind innerhalb der Hohlräume 32 und 34 angeordnet und weisen eine Anzahl von Öffnungen 37 und 39 auf, die dazu dienen, die Kühlluft in Strahlen aufzuteilen, die auf die inneren Oberflächen eines jeden Hohlraums aulireffen. Die innere Oberfläche 31 des Hohlraumes 30 weist eine Anzahl von Vorsprüngen 31a auf. die so angeordnet sind, daß sie bei ErzeugungInserts 36 and 38 are disposed within cavities 32 and 34 and have a number of openings 37 and 39, which serve to split the cooling air into jets that hit the inner surfaces of a each cavity aulireffen. The inner surface 31 of the cavity 30 has a number of protrusions 31a on. which are arranged so that they are generated when
eines minimalen Druckabfalls die Turbulenz der Strömung verstärken. Wie bekannt, haben die auftreffenden Strahlen in den Hohlräumen 32 und 34 und die turbulente Strömung im Hohlraum 30 bessere Kühlwirkungen als die Ströme, die innerhalb der Hohlräume auftreten wurden, wenn diese die beschriebenen Einrichtungen nicht hätten.a minimal pressure drop increase the turbulence of the flow. As is known, the hitting Jets in the cavities 32 and 34 and the turbulent flow in the cavity 30 provide better cooling effects than the currents that would occur within the cavities when these the devices described would not have.
Die Schaufel 14 weist zwei Lufteinlasse 40 und 42 zum Eintritt der Kühlluft aus der Öffnung 22 (F i g. 2) auf. Es sei bemerkt, daß die beiden Einlasse 40 und 42 für die Hohlräume 30 und 34 vorgesehen sind. Einrichtungen zur Leitung der Kühlluft in den Hohlraum 32 umfassen einen Kanal 44 zwischen den Hohlräumen 32 und 30, der dicht neben dem Kopf der Schaufel 14 und vom Einlaß 40 entfernt angeordnet ist. Die beiden Hohlräume 30 und 32 und der Kanal 44 bilden eine serpentinenförmige Strömungsbahn für die Kühlluft, die in den Einlaß 40 eintritt.The blade 14 has two air inlets 40 and 42 for the entry of the cooling air from the opening 22 (FIG. 2). It it should be noted that the two inlets 40 and 42 for the cavities 30 and 34 are provided. Facilities for conducting the cooling air into the cavity 32 comprise a channel 44 between the cavities 32 and 30, the is located close to the head of the blade 14 and away from the inlet 40. The two cavities 30 and 32 and channel 44 form a serpentine flow path for the cooling air entering inlet 40 entry.
Die vorgesehene Anordnung von Auslassen für die Kühlluft sorgt zusammen mit dem im vorstehenden beschriebenen Schaufelaufbau dafür, daß die Ausnutzung des Kühlmittels optimal wird. Ein geringer Teil der Kühlluft, die durch den Lufteinlaß 40 eingeführt wird, wird durch eine Anzahl von Austrittsöffnungen 46 abgegeben, die an der Hinterkante 28 des Schaufelabschnitts 16 vorgesehen sind. Ein Teil der Luft, der in den Hohlraum 34 durch den Lufteinlaß 42 eintritt, wird durch drei Gruppen von Austrittsöffnungen 48, 50 und 52 abgegeben, die so angeordnet und ausgebildet sind, daß das austretende Kühlmittel in Form eines Filmes oder einer dünnen Schicht über verschiedene Abschnitte der äußeren Oberfläche des Schaufelabschnitts 16 strömt.The envisaged arrangement of outlets for the cooling air provides together with that described above Shovel construction so that the utilization of the coolant is optimal. A small part of the Cooling air introduced through the air inlet 40 is discharged through a number of outlet openings 46, which are provided on the rear edge 28 of the blade section 16. Part of the air that is in the cavity 34 enters through air inlet 42, is discharged through three groups of outlet openings 48, 50 and 52, which are arranged and designed so that the exiting coolant in the form of a film or a thin layer flows over various portions of the outer surface of the vane portion 16.
Es wurde gefunden, daß die Film- oder Schichtkühlung nützlich ist, um die Kühlluft stärker auszunutzen, deren Kühlpotential nicht durch die Berührung mit den inneren Oberflächen des Schaufelabschnitts erschöpft wurde. Wenn die Luft innerhalb des Hohlraums 34.It has been found that the film or layer cooling is useful to make better use of the cooling air, whose cooling potential is not due to contact with the inner surfaces of the blade section has been depleted. When the air within the cavity 34.
42 durch die Öffnungen 39 im42 through the openings 39 in the
Einsatz 38 ausgeströmt und gegen die Oberfläche 35 geströmt ist. eine Temperatur hat. die geringer ist als die, die im Arbeitsmittel in der Nähe der äußeren Oberflächen des Schaufelabschnitts 16 vorhanden ist. kann die Führung dieser Luft aus dem Hohlraum 34 hinaus in Form eines Filmes über diese äußeren Oberflächen hinweg dazu dienen, diese Oberflächen zu kühlen und so die Kühlmitteiströmung weiter auszunutzen.Insert 38 has flowed out and against surface 35. has a temperature. which is less than that which is present in the working fluid near the outer surfaces of the vane section 16. can the guiding of this air out of the cavity 34 in the form of a film over these outer surfaces serve to cool these surfaces and thus further utilize the coolant flow.
Es ist eine Anzahl von im Abstand voneinander angeordneten Austrittsöffnungen 54 vorgesehen, durch die hindurch die Kühlluft auf die äußere Oberfläche des Schaufelabschnitts 16 stromab der Öffnungen 54 geleitet werden kann. Die Öffnungen 54 sind im wesentlichen entlang einer radialen Linie zwischen den Enden des Schaufelabschnitts 16 angeordnet und sind so ausgebildet, daß sie zur Ausbildung eines Kühlmittelfilmes auf der äußeren Schaufeloberfläche geeignet sind. Der so ausgebildete Füm dient als Sperrschicht, um die Schaufel gegen das direkte Aufschlagen des heißen Arbeitsmitteis zu schützen.There is a number of spaced apart outlet openings 54 is provided through which therethrough, the cooling air is directed onto the outer surface of the blade section 16 downstream of the openings 54 can be. The openings 54 are substantially along a radial line between the ends of the Blade section 16 arranged and are designed so that they are suitable for forming a coolant film on the outer surface of the blade. The so formed Füm serves as a barrier to the shovel against the direct impact of the hot work medium to protect.
Der Film dient ferner dazu, Wärme der Schaufeloberfläche durch eine Konvektionsströmung zu entnehmen. Diese zusätzliche Ausnutzung der Kühlungsleistung der Kühlluft ermöglicht es, daß die Turbinenschaufel im gleichen Ausmaß wie bisher gekühlt wird, jedoch mit dem Unterschied, daß weniger Kühlluft erforderlich ist Hierdurch werden gute Auswirkungen auf den Gesamtwirkür; gsgrad der Turbinenanlage erzieltThe film also serves to heat the blade surface to be taken by a convection flow. This additional use of the cooling capacity of the Cooling air enables the turbine blade to be cooled to the same extent as before, but with it the difference is that less cooling air is required. This has a good effect on the overall effect; gsgrad the turbine system achieved
Die Arbeitsweise der beschriebenen Turbine soll nun unter Bezugnahme auf die Buchstaben, die in den F i g. 3 und 4 enthalten sind, und unter Bezugnahme auf die schematischc Darstellung in F i g. 5 erläutert werden. Kühlluft aus der Kühlluftkammer gelangt durch den Kanal 22, der in F i g. 2 gezeigt ist, zur Platte 18 der Sehau-IeI 14 und wird zu den Einlassen 40 und 42 geführt, die in F i g. 4 gezeigt sind. Der Teil der Strömung, der in den Einlaß 42 eintritt, gelangt vom Punkt Λ unterhalb des Hohlraumes 34 zum Punkt ß innerhalb des Hohlraumes 34 und ferner in Kontakt mit dem Einsatz 38. Die LuftThe operation of the turbine described will now be carried out with reference to the letters shown in FIGS. 3 and 4 are included, and with reference to the schematic representation in FIG. 5 will be explained. Cooling air from the cooling air chamber passes through channel 22, which is shown in FIG. 2, to panel 18 of frame 14 and is fed to inlets 40 and 42 shown in FIG. 4 are shown. The part of the flow which enters the inlet 42 passes from point Λ below the cavity 34 to point β within the cavity 34 and also in contact with the insert 38. The air
to wird durch die Öffnungen 39 hindurchgeführt und gelangt in den Raum, der durch den Punkt Cgekennzeichnet ist. Dieser Raum Cwird durch den Einsat/ 38 und die innere Oberfläche 35 des Schaufelmantcls begrenzt. Das Auftreffen dieser Luft auf die Oberfläche 35 dient dazu.to is passed through the openings 39 and enters the space indicated by the point C. is. This room C is made up of the Einsat / 38 and the inner surface 35 of the Schaufelmantcls limited. The impact of this air on the surface 35 is used for this.
diese Oberfläche zu kühlen, ehe die Luft durch die Austrittsöffnungen 48,50 und 52 an den Punkten D, ZTund N abgegeben wird. Das Arbeitsmittel, das an den Punkten D und E vorbeiströmt, trifft auf das austretende Kühlmittel auf, und durch die zwischen diesen beiden Strömungen auftretenden viskosen Kräfte werden Filme auf den stromab gelegenen Seiten eines jeden Punktes erzeugt, und diese Filme dienen dazu, die äußeren Oberflächen des Schaufelabschnitts 16 zu kühlen, bis die Filme von den Oberflächen durch Turbulenz abgelöst werden. to cool this surface before the air is discharged through the exit openings 48, 50 and 52 at points D, ZT and N. The working fluid flowing past points D and E meets the exiting coolant, and the viscous forces between these two flows create films on the downstream sides of each point, and these films serve to form the outer surfaces of the blade section 16 until the films are dislodged from the surfaces by turbulence.
Ein zweiter Teil der Kühlluft, der in die Schaufel (durch den Lufteinlaß 40) eintritt, strömt vom Punkt F unterhalb des Schaufelabschnitts zum Punkt G, der am Verschlussteil 20 liegt. Ein geringer Teil dieser Strö-A second part of the cooling air which enters the vane (through the air inlet 40) flows from point F below the vane section to point G, which lies on the closure part 20. A small part of these currents
JO mur.g, die in die Schaufel an der Hinterkante mit ihrer tiefsten Temperatur eintritt, wird aus dem Hohlraum 30 durch die öffnungen 46 in der Hinterkante ausgestoßen. Der Hauptteil des Kühlmittels gelangt vom Punkt C durch den Kanal 44 zum Punkt H innerhalb des Hohlraums 32. Diese Strömung verläuft dann bis zum Punkt / innerhalb des Hohlraums 32 und weiter bis zum Punkt J. Innerhalb des Hohlraums 30 strömt das Kühlmittel als turbulente Strömung zur Kühlung der Oberfläche 3i. Wenn das Kühlmittel in den Hohlraum 32 eintritt, so wird das Kühlmittel durch die Öffnungen 37 des Einsatzes in den Raum geführt, der durch K gekennzeichnet ist. und dieses Kühlmittel trifft auf die Oberfläche 33 auf. um diese zu kühlen. Die Temperatur des Kühlmittels, das bis zu dieser Stelle gelangt ist, hat sich durch den Kontakt mit den Oberflächen 31 und 33 der Wand des Schaufelabschnitts erhöht. Dennoch verbleibt das Kühlmittel auf einer Temperatur, die unterhalb der äußeren Oberflächentemperatur des Schaufelabschnitts liegt. Das Kühlmittel enthält noch nutzbare Kühlleistung. Es sind die Austrittsöffnungen 54 vorgesehen, durch die das Kühlmittel anschließend zum Punkt L außerha!1 des Schaufelabschnitts geführt wird. Die viskosen Kräfte des vorbeiströmenden Arbeitsmittels wirken auf das austretende Kühlmittel ein, um einen Kühlfilm stromab der Austrittsöffnungen 54 zu erzeugen, und zwar auf der äußeren Oberfläche des Schaufelabschnitts in der Nähe der Hinterkante 28. Dieser Film bildet eine Sperrschicht zwischen der äußeren Schaufeloberfläche und dem Arbeitsmittel. Dieser Film kühlt ebenfalls die Schaufeloberfläche durch Wärmekonvektion. Demzufolge dient der Film zur weiteren Kühlung der Schaufel dadurch, daß der Wärmeübergang auf das Kühlmittel erhöht wird, nachdem dieses Kühlmittel aus der Schaufel ausgetreten ist.JO mur.g, which enters the shovel at the rear edge with its lowest temperature, is ejected from the cavity 30 through the openings 46 in the rear edge. The main part of the coolant passes from point C through channel 44 to point H within cavity 32. This flow then runs to point / within cavity 32 and on to point J. Within cavity 30, the coolant flows as a turbulent flow to Cooling the surface 3i. When the coolant enters the cavity 32, the coolant is directed through the openings 37 of the insert into the space indicated by K. and this coolant impinges on surface 33. to cool them. The temperature of the coolant that has reached this point has increased through contact with surfaces 31 and 33 of the wall of the vane section. Nevertheless, the coolant remains at a temperature which is below the outer surface temperature of the blade section. The coolant still contains usable cooling capacity. The outlet openings 54 are provided, through which the coolant then to the point L outside! 1 of the blade section is performed. The viscous forces of the working fluid flowing past act on the exiting coolant to create a cooling film downstream of the outlet openings 54, on the outer surface of the vane section near the trailing edge 28. This film forms a barrier between the outer vane surface and the working fluid . This film also cools the blade surface through thermal convection. Accordingly, the film serves to further cool the blade in that the heat transfer to the coolant is increased after this coolant has emerged from the blade.
Auf diese Weise wird die Ausnutzung der Kühlleistung einer gegebenen Menge Kühlluft erhöht, und zwar dadurch, daß der Kontakt des Teiles der Kühlluft, der in den Hohlraum an der Hinterkante eingeführtIn this way, the utilization of the cooling capacity of a given amount of cooling air is increased, and in that the contact of the part of the cooling air that is introduced into the cavity at the rear edge
ZV Döl ZV Döl
wird, mit den verschiedenen Turbinenschaufeloberflächen maximal gemacht wird. Wenn das Kühlmittel, welches durch den Einlaß 40 eintritt, in das vorbeigehende Arbeitsmittel entweder vom Kopf oder vom Fuß der Schaufel abgegeben würde, so würde es keinen Film auf ~, der äußeren Oberfläche der Schaufel erzeugen. Die verbleibende Kühlleistung dieses Kühlmittels ginge verloren. Ourch die beschriebene Ausbildung der Turbincnschaufeln kann die Menge von Kühlmittel, die dem ersten und dem zweiten Hohlraum zugeführt werden in muß, vermindert werden und dadurch v-ird der Wirkungsgrad des Triebwerkes erhöht.is maximized with the various turbine blade surfaces. When the coolant which enters through the inlet 40 would be discharged into the working medium passing by either the head or the foot of the blade, so it would not create a film on ~, the outer surface of the blade. The remaining cooling capacity of this coolant would be lost. Owing to the design of the turbine blades as described, the amount of coolant which has to be supplied to the first and second cavities can be reduced and the efficiency of the engine is thereby increased.
Beim dargestellten Ausführungsbeispicl wird ein Kühlfilm lediglich über eine Seite der äußeren Oberfläche des Schaufelabschnitts geführt. Es kann aber auch t-j eine Anzahl von Öffnungen vorgesehen sein, die da/u dienen, die andere Seite des Sehaufelabschnitts mil dem zweiten Hohlraum zu verbinden, um Kühlmittel über diese Seite der Oberfläche zu führen.In the illustrated embodiment, a cooling film is only applied over one side of the outer surface out of the blade section. But it can also be t-j a number of openings may be provided which serve the other side of the blade section with the to connect second cavity to guide coolant over this side of the surface.
2020th
Hierzu I Blatt ZeichnungenFor this purpose I sheet drawings
4040
5050
6060
6565
Claims (2)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US246778A US3891348A (en) | 1972-04-24 | 1972-04-24 | Turbine blade with increased film cooling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2320581A1 DE2320581A1 (en) | 1975-05-28 |
| DE2320581C2 true DE2320581C2 (en) | 1984-06-07 |
Family
ID=22932164
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE2320581A Expired DE2320581C2 (en) | 1972-04-24 | 1973-04-24 | Gas turbine with air-cooled turbine blades |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US3891348A (en) |
| DE (1) | DE2320581C2 (en) |
| FR (1) | FR2331251A5 (en) |
| GB (1) | GB1388260A (en) |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CH584833A5 (en) * | 1975-05-16 | 1977-02-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
| GB1565361A (en) * | 1976-01-29 | 1980-04-16 | Rolls Royce | Blade or vane for a gas turbine engien |
| US4221539A (en) * | 1977-04-20 | 1980-09-09 | The Garrett Corporation | Laminated airfoil and method for turbomachinery |
| US4257737A (en) * | 1978-07-10 | 1981-03-24 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
| FR2516165B1 (en) * | 1981-11-10 | 1986-07-04 | Snecma | GAS TURBINE BLADE WITH FLUID CIRCULATION COOLING CHAMBER AND METHOD FOR PRODUCING THE SAME |
| US4514144A (en) * | 1983-06-20 | 1985-04-30 | General Electric Company | Angled turbulence promoter |
| US4645415A (en) * | 1983-12-23 | 1987-02-24 | United Technologies Corporation | Air cooler for providing buffer air to a bearing compartment |
| US4529358A (en) * | 1984-02-15 | 1985-07-16 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Vortex generating flow passage design for increased film cooling effectiveness |
| IN163070B (en) * | 1984-11-15 | 1988-08-06 | Westinghouse Electric Corp | |
| US4705455A (en) * | 1985-12-23 | 1987-11-10 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent film coolant passage |
| DE3629910A1 (en) * | 1986-09-03 | 1988-03-17 | Mtu Muenchen Gmbh | METAL HOLLOW COMPONENT WITH A METAL INSERT, IN PARTICULAR TURBINE BLADE WITH COOLING INSERT |
| JP3142850B2 (en) * | 1989-03-13 | 2001-03-07 | 株式会社東芝 | Turbine cooling blades and combined power plants |
| US5165852A (en) * | 1990-12-18 | 1992-11-24 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways |
| US5156526A (en) * | 1990-12-18 | 1992-10-20 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a single row of coolant passageways |
| US5660524A (en) * | 1992-07-13 | 1997-08-26 | General Electric Company | Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling |
| US5591002A (en) * | 1994-08-23 | 1997-01-07 | General Electric Co. | Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge |
| US5503529A (en) * | 1994-12-08 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having angled ejection slot |
| US6193465B1 (en) * | 1998-09-28 | 2001-02-27 | General Electric Company | Trapped insert turbine airfoil |
| US6183192B1 (en) * | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
| US6283708B1 (en) | 1999-12-03 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Coolable vane or blade for a turbomachine |
| DE10004128B4 (en) | 2000-01-31 | 2007-06-28 | Alstom Technology Ltd. | Air-cooled turbine blade |
| JP2009162119A (en) * | 2008-01-08 | 2009-07-23 | Ihi Corp | Turbine blade cooling structure |
| US9011077B2 (en) | 2011-04-20 | 2015-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Cooled airfoil in a turbine engine |
| CN110374686A (en) | 2011-12-29 | 2019-10-25 | 通用电气公司 | Airfoil cooling circuit |
| EP2626519A1 (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine |
| JP2018529045A (en) * | 2015-08-28 | 2018-10-04 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | Turbine blade with internal impingement cooling feature |
| EP3472437B1 (en) * | 2016-07-28 | 2020-04-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with independent cooling circuit for mid-body temperature control |
| US20180051566A1 (en) * | 2016-08-16 | 2018-02-22 | General Electric Company | Airfoil for a turbine engine with a porous tip |
| US10260363B2 (en) * | 2016-12-08 | 2019-04-16 | General Electric Company | Additive manufactured seal for insert compartmentalization |
| US10697310B2 (en) * | 2018-05-17 | 2020-06-30 | Raytheon Technologies Corporation | Multiple source impingement baffles for gas turbine engine components |
| US11293347B2 (en) * | 2018-11-09 | 2022-04-05 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with baffle showerhead and cooling passage network having aft inlet |
| US11480059B2 (en) * | 2019-08-20 | 2022-10-25 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with rib having connector arms |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2699598A (en) * | 1952-02-08 | 1955-01-18 | Utica Drop Forge & Tool Corp | Method of making turbine blades |
| NL88170C (en) * | 1952-10-31 | 1900-01-01 | ||
| US2866618A (en) * | 1953-02-13 | 1958-12-30 | Thomas W Jackson | Reverse flow air cooled turbine blade |
| US3301526A (en) * | 1964-12-22 | 1967-01-31 | United Aircraft Corp | Stacked-wafer turbine vane or blade |
| US3528751A (en) * | 1966-02-26 | 1970-09-15 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbine |
| US3560107A (en) * | 1968-09-25 | 1971-02-02 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil |
| US3628885A (en) * | 1969-10-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Fluid-cooled airfoil |
| BE755567A (en) * | 1969-12-01 | 1971-02-15 | Gen Electric | FIXED VANE STRUCTURE, FOR GAS TURBINE ENGINE AND ASSOCIATED TEMPERATURE ADJUSTMENT ARRANGEMENT |
-
1972
- 1972-04-24 US US246778A patent/US3891348A/en not_active Expired - Lifetime
-
1973
- 1973-04-17 GB GB1839373A patent/GB1388260A/en not_active Expired
- 1973-04-20 FR FR7314515A patent/FR2331251A5/en not_active Expired
- 1973-04-24 DE DE2320581A patent/DE2320581C2/en not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US3891348A (en) | 1975-06-24 |
| GB1388260A (en) | 1975-03-26 |
| FR2331251A5 (en) | 1977-06-03 |
| DE2320581A1 (en) | 1975-05-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE2320581C2 (en) | Gas turbine with air-cooled turbine blades | |
| DE2718661C2 (en) | Guide vane grille for a gas turbine with an axial flow | |
| DE60018817T2 (en) | Chilled gas turbine blade | |
| DE3345263C2 (en) | Cooled turbine blade | |
| EP0899425B1 (en) | Gas turbine blade | |
| DE10001109B4 (en) | Cooled shovel for a gas turbine | |
| DE4447507B4 (en) | Annular seal | |
| EP1320661B1 (en) | Gas turbine blade | |
| DE2930949C2 (en) | ||
| DE602005000350T2 (en) | Turbine stator blade with improved cooling | |
| DE60223115T2 (en) | Coolant fluid guide in a gas turbine blade | |
| DE2241194C3 (en) | Turbomachine blade with internal cooling channels | |
| EP1505254B1 (en) | Gas turbine and associated cooling method | |
| DE1601561C3 (en) | Cooled airfoil blade for an axial flow machine | |
| CH642428A5 (en) | COVER ARRANGEMENT IN A TURBINE. | |
| DE1476921B1 (en) | Blade for axially loaded flow machines | |
| DE1476804A1 (en) | Turbine blade with aerofoil profile | |
| WO2008128876A1 (en) | Stator heat shield | |
| DE3210626C2 (en) | ||
| EP1283338A1 (en) | Gas turbine and method for operating a gas turbine | |
| DE2350624A1 (en) | ROTOR BLADE FOR GAS TURBINE JETS | |
| EP0031174A1 (en) | Cooled gasturbine blade | |
| DE3105879A1 (en) | "LIQUID-COOLED COUNTERFLOW TURBINE BLADE" | |
| DE1601563C3 (en) | Air-cooled blade | |
| DE3508976A1 (en) | Cooled turbine distributor blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| OD | Request for examination | ||
| 8128 | New person/name/address of the agent |
Representative=s name: TIEDTKE, H., DIPL.-ING. BUEHLING, G., DIPL.-CHEM. |
|
| 8125 | Change of the main classification |
Ipc: F01D 5/18 |
|
| 8181 | Inventor (new situation) |
Free format text: AUXIER, THOMAS ALVIN, CINCINNATI, OHIO, US |
|
| D2 | Grant after examination | ||
| 8364 | No opposition during term of opposition | ||
| 8328 | Change in the person/name/address of the agent |
Free format text: VOIGT, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 6232 BAD SODEN |