DE3248161C2 - - Google Patents

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DE3248161C2
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187Convection cooling
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • YGENERAL 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
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    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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  • Mechanical Engineering (AREA)
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Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine kühlbare mehrzügige Schaufel der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.
Eine solche kühlbare mehrzügige Schaufel ist aus der DE 29 06 366 A1 bekannt.
In einer Strömungsmaschine wird Brennstoff in Brennkammern verbrannt, um der Strömungsmaschine Energie in Form von heißen Arbeitsgasen zu liefern. Die heißen Arbeitsgase strömen zu dem Turbinenabschnitt der Strömungsmaschine. In diesem Turbinenabschnitt bilden Schaufeln feststehende Kränze von Leitschaufeln und umlaufende Kränze von Laufschaufeln. Diese Schaufeln werden benutzt, um die strömenden Arbeitsgase zu lenken und diesen Arbeitsgasen Energie zu entziehen. Infolgedessen sind die Schaufeln im Betrieb der Strömungsmaschine von heißen Arbeitsgasen umströmt, wodurch Wärmespannungen in den Schaufeln verursacht werden, die den Festigkeitsverband und die Dauerfestigkeit der Schaufel nachteilig beeinflussen.
Diese Wärmespannungen bilden ein ständiges Problem seit dem Aufkommen von auf hoher Temperatur arbeitenden Strömungsmaschinen, wie beispielsweise Gasturbinenwerken, weil es erforderlich ist, das Triebwerk bei hohen Temperaturen zu betreiben, um den Triebwerkwirkungsgrad zu maximieren. Beispielsweise können die Schaufeln in den Turbinen von solchen Triebwerken Temperaturen in den Arbeitsgasen von bis zu 1381°C ausgesetzt sein. Die Laufschaufeln und die Leitschaufeln dieser Triebwerke werden gekühlt, um den Festigkeitsverband und die Dauerfestigkeit der Schaufeln durch Verringern der Größe der Wärmespannungen in den Schaufeln zu bewahren.
Gemäß der US-PS 31 71 631 wird die Kühlluft in den Hohlraum zwischen der saugseitigen Wand und der druckseitigen Wand der Schaufel geleitet und durch die Verwendung von Umlenksockeln oder Leitschaufeln zu verschiedenen Stellen in dem Hohlraum gelenkt. Die Leitschaufeln dienen außerdem als tragende Teile zum Verstärken der Schaufel.
Die US-PS 35 33 712 beschhreibt die Verwendung von schlangenförmigen Kühlluftdurchlässen, die sich durch den gesamten Hohlraum in der Schaufel erstrecken, um eine ausreichende Kühlung der verschiedenen Teile der Schaufel zu erreichen. Das Schaufelmaterial, das die Kühlluftdurchlässe begrenzt, sorgt für die notwendige bauliche Festigkeit der Schaufel.
Weiterhin beschreibt die US-PS 40 73 599 die Verwendung von verwickelten Kühlluftdurchlässen in Verbindung mit anderen Techniken zum Kühlen der Schaufel. Beispielsweise wird das Gebiet der Vorderkante durch Aufprallkühlung gekühlt, woran sich das Abgeben der Kühlluft über einen sich in Richtung der Spannweite erstreckenden Kühlluftdurchlaß in dem Gebiet der Vorderkante der Schaufel anschließt. Die in dem Kühlluftdurchlaß strömende Luft bewirkt außerdem eine Konvektionskühlung des Gebietes der Vorderkante.
Das Kühlen von Turbinenschaufeln unter Verwendung von verwickelten Kühlluftdurchlässen, die mehrere Züge und Filmkühllöcher allein oder in Verbindung mit Auslöserippen zum Fördern der Kühlung des Gebietes der Vorderkante haben, sind aus den folgenden US-Patentschriften bekannt: 41 77 010 (Filmkühllöcher), 41 80 373 (Filmkühllöcher und Auslöserippen), 42 24 011 (Filmkühllöcher) und 42 78 400 (Filmkühllöcher und Auslöserippen). Diese Schaufeln sind mit im Verhältnis zur Dicke der Wände im Gebiet der Vorderkante der Schaufel großen Kühlluftdurchlässen versehen.
Der Hauptmechanismus der inneren Wärmeübertragung in den Kühlluftdurchlässen von mehrzügigen Schaufeln ist die Konvektionskühlung der anstoßenden Wände. Zonen niedriger Geschwindigkeit in der Kühlluft, die sich an den Wänden befindet, welche den Kühlluftdurchlaß begrenzen, verringern die Wärmeübertragungskoeffizienten in dem Kühlluftdurchlaß und können zur Überwärmung dieser Teile der Schaufel führen.
Gemäß der eingangs erwähnten DE 29 06 366 A1, die der vorstehend erwähnten US-PS 41 80 373 entspricht, wird eine Auslöserippe in einem Eckgebiet eines Umlenkdurchlasses benutzt, die von einer Wand aus in den Umlenkdurchlaß vorsteht, um eine Stagnation der Kühlluft in dem Eckgebiet, die durch die Wechselwirkung von benachbarten Wänden ergibt, zu verhindern. Dabei erstreckt sich die Auslöserippe an jeder Stelle über die volle Höhe des Umlenkdurchlasses. Dies hat den zum Nachteil, daß die Auslöserippe die gesamte Strömung über die volle Höhe erfaßt und beeinflußt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine kühlbare mehrzügige Schaufel nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 anzugeben, bei der eine verbesserte Kühlung des Eckgebietes in einem Umlenkdurchlaß zwischen zwei sich in Schaufellängenrichtung erstreckenden Durchlässen gewährleistet ist.
Die Aufgabe ist mit den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruchs 1 in Verbindung mit den Oberbegriffsmerkmalen gelöst.
Bei der Schaufel nach der Erfindung treten aufgrund der wirksamen Kühlung in dem Umlenkdurchlaß nur geringe Wärmespannungen in der Schaufel auf. Diese wirksame Kühlung ergibt sich aufgrund des Teildurchlasses und der abgewinkelten Auslöserippe, die die Strömung leitet, um die Bildung von Zonen niedriger Strömungsgeschwindigkeit und die Ablösung der Kühlströmung von den Wänden des Umlenkdurchlasses zu unterdrücken.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 eine Seitenansicht einer Laufschaufel, die teilweise im Schnitt und teilweise weggebrochen dargestellt ist, um die saugseitige Wand des Inneren der Schaufel sichtbar zu machen,
Fig. 2 eine Querschnittansicht nach der Linie 2-2 in Fig. 1,
Fig. 3 eine perspektivische Teilansicht eines Eckgebietes eines Umlenkdurchlasses in der Laufschaufel und
Fig. 4 eine Ansicht nach der Linie 4-4 in Fig. 3.
Fig. 1 zeigt eine Laufschaufel 10 für eine Strömungsmaschine. Die Laufschaufel 10 hat einen Wurzelabschnitt 12, einen Plattformabschnitt 14 und einen Flügelprofilabschnitt 16. Der Wurzelabschnitt 12 faßt in den Rotor der Strömungsmaschine ein. Der Plattformabschnitt 14 bildet einen Teil der Innenwand des Strömungsweges für Arbeitsgase in der Strömungsmaschine. Der Flügelprofilabschnitt 16 erstreckt sich nach außen durch den Strömungsweg für die Arbeitsgase und hat eine Spitze 18 an seinem äußersten Ende. Die Laufschaufel 10 hat in der Richtung der Spannweite eine Bezugsrichtung S und in der Profilsehnenrichtung eine Bezugsrichtung C.
Der Wurzelabschnitt 12 hat eine sich in Richtung der Profilsehne C erstreckende Wurzelwand 22. Ein erster Kanal 24 steht in Strömungsverbindung mit einer Kühlluftquelle, wie beispielsweise einem Verdichter (nicht dargestellt). Ein zweiter Kanal 26 steht in Strömungsverbindung mit der Kühlluftquelle, und ein dritter Kanal 28 erstreckt sich durch den Wurzelabschnitt 12. In der gezeigten Ausführungsform steht der dritte Kanal 28 nicht in Strömungsverbindung mit der Kühlluftquelle. Eine Platte 32 erstreckt sich über den dritten Kanal 28 und blockiert die Verbindung mit der Kühlluftquelle. In einer anderen Ausführungsform steht der dritte Kanal 28 mit der Kühlluftquelle in Verbindung.
Der Flügelprofilabschnitt 16 hat eine Vorderkante 34 und eine Hinterkante 36. Eine saugseitige Wand 38 und eine druckseitige Wand 42 (in Fig. 1 der Übersichtlichkeit halber teilweise weggebrochen und in Fig. 2 gezeigt) sind an der Vorderkante 34 und an der Hinterkante 36 miteinander verbunden. Die druckseitige Wand 42 ist mit Abstand von der saugseitigen Wand 38 angeordnet, so daß zwischen ihnen ein Hohlraum 44 gebildet ist. Eine Spitzenwand 46 erstreckt sich zwischen der druckseitigen Wand 42 und der saugseitigen Wand 38 und begrenzt den Hohlraum in Richtung der Spannweite S. Eine erste Leitwand 48 erstreckt sich in Richtung der Spannweite S, hat Abstand von der Vorderkante 34 und erstreckt sich außerdem in Richtung der Profilsehne C und hat Abstand von der Spitzenwand 46. Die erste Leitwand 48 unterteilt den Hohlraum 44 in der Laufschaufel 10 in einen ersten Teil 52 und einen zweiten oder hinteren Teil 54.
Der erste Teil 52 enthält einen ersten Durchlaß 56, der sich in der Richtung der Spannweite S längs des Gebietes der Vorderkante 34 erstreckt, und einen Spitzendurchlaß 58, der sich in Richtung der Profilsehne C längs der Spitzenwand 46 erstreckt. Der erste Durchlaß 56 hat mehrere erste Auslöserippen 62s an der saugseitigen Wand 38, die den ersten Durchlaß 56 begrenzt, und mehrere zweite Auslöserippen 62p an der druckseitigen Wand 42 des ersten Durchlasses 56. Das Vorstehen jeder zweiten Auslöserippe 62p der druckseitigen Wand 42 ist durch gestrichelte Linien auf der saugseitigen Wand 38 dargestellt. Mehrere Kühllöcher 64 erstrecken sich durch die Vorderkante 34, um den ersten Durchlaß 56 mit dem Arbeitsmediumströmungsweg in Strömungsverbindung zu bringen. Die Kühllöcher 64 sind unter einem stumpen Winkel gegen die sich nähernde Strömung in dem ersten Durchlaß 56 und gegen die sich in Richtung der Spannweite S erstreckende Vorderkante 34 geneigt. Mehrere erste Auslöserippen 66s und 66p in dem Spitzendurchlaß 58 erstrecken sich auf der saugseitigen Wand 38 und der druckseitigen Wand 42 auf gleiche Weise wie die Auslöserippen 62s bzw. 62p in dem ersten Durchlaß 56. Der Spitzendurchlaß 58 hat mehrere Filmkühllöcher 68, die einwärts der Spitzenwand 46 an der druckseitigen Wand 42 der Spitzenwand 46 verteilt sind. Diese Kühllöcher 64 und ein Loch 72 in dem Spitzendurchlaß 58 bringen den Spitzendurchlaß 58 mit dem Hauptströmungsweg in Strömungsverbindung.
Der hintere Teil 54 der Laufschaufel 10 hat eine zweite Leitwand 74, die sich in Richtung der Spannweite S von der ersten Leitwand 48 aus erstreckt, um den hinteren Teil 54 der Laufschaufel 10 in ein Hinterkantengebiet 76 und ein in Mitte der Profilsehne C gelegenes Gebiet 78 zu unterteilen. Ein sich in Richtung der Profilsehne C erstreckender Umlenkdurchlaß 82 bringt das Hinterkantengebiet 76 mit dem in der Mitte der Profilsehne C gelegenen Gebiet 78 in Strömungsverbindung. Eine dritte Leitwand 84 erstreckt sich in Richtung der Spannweiten S und unterteilt das in der Mitte der Profilsehne C gelegene Gebiet 78 in einen zweiten Durchlaß 86 und einen dritten Durchlaß 88. Der zweite Durchlaß 86 hat mehrere erste Auslöserippen 90s auf der saugseitigen Wand 38 des Durchlasses 86 und mehrere zweite Auslöserippen 90p auf der druckseitigen Wand 42 des Flügelprofilabschnitts 16. Ein sich in Richtung der Profilsehne erstreckender Umlenkdurchlaß 91 bringt den zweiten Durchlaß 86 mit dem dritten Durchlaß 88 in Strömungsverbindung. Der sich in Richtung der Profilsehne C erstreckende Umlenkdurchlaß 91 hat ein Eckgebiet 91c. Eine Leitschaufel 92 erstreckt sich zwischen der saugseitigen Wand 38 und der druckseitigen Wand 42 und hat Abstand von der ersten Leitwand 48, so daß zwischen ihnen ein erster Teildurchlaß 94 verbleibt. Wenigstens eine abgewinkelte Auslöserippe 96s erstreckt sich längs der saugseitigen Wand 38 von dem stromabwärtigen Ende der Leitschaufel 92 zu der ersten Leitwand 48 über den ersten Teildurchlaß 94. Die abgewinkelte Auslöserippe 96s ist schräg zu der sich nähernden Strömung angeordnet und bildet einen spitzen Winkel mit der ersten Leitwand 48. Die Leitschaufel 92 und der Teildurchlaß 94 sind in dem Umlenkdurchlaß 91 stromaufwärts des Eckgebietes 91c angeordnet. Mehrere Umlenkschaufeln 98 erstrecken sich zwischen der saugseitigen Wand 38 und der druckseitigen Wand 42, um die Strömung aus dem zweiten Durchlaß 86 in den dritten Durchlaß 88 zu leiten. Mehrere Auslöserippen 100p und 100s sind in dem dritten Durchlaß 88 angeordnet.
Der Umlenkdurchlaß 82 hat ein Eckgebiet 102. Dieser Umlenkdurchlaß 82 hat eine Leitschaufel 104 stromaufwärts des Eckgebietes 102 und mit Abstand von der zweiten Leitwand 74, so daß zwischen ihnen ein zweiter Teildurchlaß 106 verbleibt. Eine Auslöserippe 108 erstreckt sich von der Leitschaufel 104 zu der zweiten Leitwand 74. Die Auslöserippe 108 ist schräg zu der sich nähernden Strömung angeordnet und bildet mit der zweiten Leitwand 74 einen spitzen Winkel. Der Winkel zwischen der Auslöserippe 108 und der zweiten Leitwand 74 beträgt ungefähr 45°. Es wird angenommen, daß sich die Auslöserippe 108 mit einem Winkel, der zwischen 15° und 60° liegt, als wirksam erweisen wird, und zwar in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit der Strömung in dem Umlenkdurchlaß 82 und der Höhe der Auslöserippe.
Das Hinterkantengebiet 76 ist über mehrere in gegenseitigem Abstand angeordnete Sockel 112 in Strömungsverbindung mit dem Arbeitsmediumströmungsweg. Die Sockel 112 erstrecken sich jeweils zwischen der saugseitigen Wand 38 und der druckseitigen Wand 42, um die Strömung örtlich zu blockieren und um mit der zweiten Leitwand 74 einen sich in Richtung der Spannweite S erstreckenden Durchlaß 114 für Kühlluft zu begrenzen. Der Durchlaß 114 hat ein Eckgebiet 118 an der ersten Leitwand 48 und der zweiten Leitwand 74 in dem Bereich, wo der Durchlaß 114 seine Strömung zwischen den Sockeln 112 hindurch an den Arbeitsmediumströmungsweg abgibt. Mehrere Auslöserippen 122 sind schräg zu der sich nähernden Strömung längs der Leitwand 74 in dem Hinterkantengebiet 76 und in dem Eckgebiet 118 angeordnet. Zu den Auslöserippen 122 gehören erste Auslöserippen 122s auf der saugseitigen Wand 38 und zweite Auslöserippen 122p auf der druckseitigen Wand 42.
Fig. 2 ist eine Querschnittansicht nach der Linie 2-2 in Fig. 1 und zeigt die saugseitige Wand 38 und die druckseitige Wand 42 des Flügelprofilabschnittes 16. Es sind die Auslöserippen 62p und 62s gezeigt, die von der druckseitigen Wand 42 bzw. der saugseitigen Wand 38 vorstehen, sowie die Auslöserippen 91p, 91s und 100p, 100s. Die Leitschaufel 104 erstreckt sich zwischen der druckseitigen Wand 42 und der saugseitigen Wand 38, um zwischen sich und der Leitwand 74 den Durchlaß 106 zu bilden. Die abgewinkelte Auslöserippe 108 erstreckt sich zwischen der Leitschaufel 104 und der Leitwand 74.
Fig. 3 ist eine perspektivische Teilansicht des Eckgebietes 91c in Fig. 1. Fig. 4 ist eine Schnittansicht nach der Linie 4-4 in Fig. 3. Die Leitschaufel 92 ist mit Abstand von der benachbarten Leitwand 48 angeordnet, so daß zwischen ihnen der Teildurchlaß 94 verbleibt. Die abgewinkelte erste Auslöserippe 96s auf der saugseitigen Wand 38 erstreckt sich von dem stromabwärtigen Ende der Leitschaufel 92 zu der Leitwand 48 und ist schräg zu der sich nähernden Strömung angeordnet, die durch die Leitschaufel 92 zu der ersten Auslöserippe 96s geleitet wird. Eine entsprechende abgewinkelte zweite Auslöserippe 96p erstreckt sich auf der druckseitigen Wand 42 zwischen der Leitschaufel 92 und der Leitwand 48. Eine vertikale Auslöserippe 96v auf der Leitwand 48 verbindet die erste Auslöserippe 96s mit der zweiten Auslöserippe 96p.
Im Betrieb der Strömungsmaschine strömen heiße Arbeitsgase über die Außenoberfläche des Flügelprofilabschnitts 16 hinweg. Wärme wird von den Gasen auf die saugseitige Wand 38 und die druckseitige Wand 42 übertragen. Kühlluft strömt aus dem ersten Kanal 24 durch den ersten Durchlaß 56 und durch den Spitzendurchlaß 58, um die Temperatur der Laufschaufel 10 zu verringern. Wenn die Kühlluftströmung über die Auslöserippen 62s, 62p und die Auslöserippen 66s, 66p hinweggeht, verursachen die Auslöserippen 62s, 62p, 66s, 66p Wirbel in der Strömung und Turbulenz in der Grenzschicht, wodurch die Wärmeübertragung durch Konvektion zwischen den Wänden 38, 42 und der Kühlluft gesteigert wird. Zusätzlich zu dieser Konvektionskühlung in dem ersten Durchlaß 56 und dem Spitzendurchlaß 58 erfolgt eine Filmkühlung mittels Kühlluft, die durch die Kühllöcher 64 in dem Gebiet der Vorderkante 34 hindurchströmt. Die Filmkühllöcher 64 sind unter einem stumpfen Winkel zu der Vorderkante 34 und zu der sich nähernden Strömung in dem ersten Durchlaß 56 angeordnet. Die abgewinkelten Kühlluftstrahlen haben jeweils eine Geschwindigkeitskomponente in Richtung der Spannweite S längs der Vorderkante 34. Wegen der Geschwindigkeitskomponente in Richtung der Spannweite S streicht die Kühlluft über einen größeren Bereich hinweg als in dem Fall, in welchem die Kühlluftstrahlen keine Geschwindigkeitskomponente in Richtung der Spannweite S haben. Die Kühlluft wird aus dem Spitzendurchlaß 58 über die Kühlluftlöcher 68 in der druckseitigen Wand 42 zur Filmkühlung des Gebietes der Spitze 18 abgegeben. Weil der statische Druck in dem Arbeitsmediumströmungsweg auf der druckseitigen Wand 42 größer ist als der statische Druck auf der saugseitigen Wand 38, wird angenommen, daß die Kühlluft aus den Filmkühllöchern 68 über die Spitze 18 der Laufschaufel 10 hinwegstreicht und eine Filmkühlung des rückwärtigen Teils der Spitze 18 der Laufschaufel 10 bewirkt. Der übrige Teil der Kühlluft wird über das Loch 72 in dem Hinterkantengebiet 76 der Laufschaufel 10 abgegeben. Gelegentlich werden ein oder mehrere Kühllöcher 64 in dem Gebiet der Vorderkante 34 durch Teilchen verstopft, wenn die Teilchen durch das Triebwerk hindurchgehen und auf die Laufschaufel 10 aufprallen. Die verstopften Kühllöcher 64 können keine Kühlluft durchlassen. Die Löcher 68 und 72 lassen eine zusätzliche Luftmenge durch, um zu gewährleisten, daß in dem ersten Durchlaß 56 und in dem Spitzendurchlaß 58 eine ausreichende Konvektionskühlung erfolgt.
Kühlluft strömt aus dem zweiten Kanal 26 durch den zweiten Durchlaß 86 zu dem sich in Richtung der Profilsehne C erstreckenden Umlenkdurchlaß 91. Die Leitschaufel 92 stromaufwärts des Eckgebietes 91c in dem Umlenkdurchlaß 91 bildet darin den ersten Teildurchlaß 94 zum Leiten eines Teils der Kühlluft über die Auslöserippen 96p, 96s und 96v in das Eckgebiet 91c des sich in Richtung der Profilsehne C erstreckenden Umlenkdurchlasses 91. Die erste und zweite Auslöserippe 96s und 96p, die sich über den ersten Teildurchlaß 94 erstrecken, sind gegen die Leitwand 48 und die Leitschaufel 92 sowie zu der sich nähernden Strömung hin abgewinkelt. Die beiden Auslöserippen 96s und 96p (auf der saugseitigen bzw. druckseitigen Wand) haben eine kumulative Höhe von 15% der Höhe h des Umlenkdurchlasses 91.
Gemäß Fig. 3 vergrößert die Leitschaufel 92 die Kühlluftströmung zu den Auslöserippen 96s, 96p, 96v, wodurch die Menge und die Geschwindigkeit der Wirbel, welche durch die Auslöserippen 96s, 96p, 96v abgelöst werden, vergrößert werden. Jeder Wirbel hat eine Geschwindigkeitskomponente zu der Leitwand 48 hin. Die Wirbel bewegen sich in das Eckgebiet 91c. Die Wirbel in dem Eckgebiet 91c vergrößern die Wärmeübertragung in diesem Eckgebiet 91c aufgrund der Turbulenz, die sie verursachen, und vergrößern die Strömung in diesem Eckgebiet 91c aufgrund ihrer Geschwindigkeitskomponente in Richtung der Profilsehne C, die entgegengesetzt zu der Umlenkströmung gerichtet ist. Zusätzlich zu den Wirbeln bewirken die Auslöserippen 96s, 96p, 96v, daß ein Teil der Strömung in dem ersten Teildurchlaß 94 stromaufwärts der Auslöserippen 96s, 96p, 96v zu der Leitwand 48 hin abgelenkt wird, wie es durch die beiden Stromlinien in dem ersten Teildurchlaß 94 bei den Auslöserippen 96s und 96v gezeigt ist.
Ebenso hat das Eckgebiet 102 eine Leitschaufel 104, die einen Teildurchlaß 106 bildet, und eine Auslöserippe 108, die Wirbel stromabwärts des zweiten Teildurchlasses 106 verursacht und einen Teil der Strömung zu der zweiten Leitwand 74 hin ablenkt, um eine Ablösung der Strömung von der Seite der zweiten Leitwand 74 zu unterdrücken, wenn die Strömung in das Hinterkantengebiet 76 eintritt. Die einzelne Auslöserippe 108 in dem Eckgebiet 102, die sich über den zweiten Teildurchlaß 106 erstreckt, erstreckt sich auf einer Höhe, die ungefähr 15% der Gesamthöhe des zweiten Teildurchlasses 106 beträgt. Das gleiche wiederholt sich in dem Eckgebiet 118 mittels der abgewinkelten Auslöserippen 122s und 122p längs des gesamten Durchlasses 114. Wenn sich die Kühlluft durch den Durchlaß 114 bewegt, wird ein Teil der Strömung zwischen den in gegenseitigem Abstand angeordneten Sockeln 112 abgegeben. Das Weglenken der Strömung von der zweiten Leitwand 74 durch die Sockel 112 bewirkt, daß sich die Strömung von der zweiten Leitwand 74 ablöst. Die Auslöserippen 122s, 122p sind schräg zu der sich nähernden Kühlluftströmung angeordnet und gegen die zweite Leitwand 74 abgewinkelt, um Wirbel zu bilden und die Strömung auf der gesamten Länge des Durchlasses 114 zu der zweiten Leitwand 74 hin abzuleiten. Die Geschwindigkeit der Strömung zu der zweiten Leitwand 74 und die Größe der Strömung längs der zweiten Leitwand 74 unterdrücken die Strömungsablösung an der zweiten Leitwand 74 und führen daher zu einer zufriedenstellenden Kühlung des Gebietes der zweiten Leitwand 74. Die abgewinkelten Auslöserippen 122s, 122p sorgen außerdem für eine ausreichende Kühlung des Eckgebietes 118, und zwar wegen der größeren Bewegungsenergie der Strömung längs der zweiten Leitwand 74, die bewirkt, daß die Kühlluftströmung in das Eckgebiet 118 geleitet wird, wo die Luft das Eckgebiet 118 kühlt. Nachdem die Strömung durch das Eckgebiet 118 hindurchgegangen ist, wird sie über das Hinterkantengebiet 76 der Laufschaufel 10 in den Hauptströmungsweg abgegeben.

Claims (5)

1. Kühlbare mehrzügige Schaufel (10) mit inneren Leitwänden (48, 74, 84), die sich zwischen der druckseitigen Wand (42) und der saugseitigen Wand (38) der Schaufel (10) erstrecken und Durchlässe (56, 86, 88) innerhalb der Schaufel (10) abteilen, mit wenigstens einem sich in Richtung der Profilsehne (C) erstreckenden Umlenkdurchlaß (82, 91) zum Umlenken der Kühlströmung in bezug auf die Durchlässe (56, 86, 88), wobei der Umlenkdurchlaß (82, 91) durch eine der Leitwände (48, 74, 84) begrenzt wird, und mit wenigstens einer ersten Auslöserippe (96s, 108) in dem Umlenkdurchlaß (82, 91), die schräg zu der sich nähernden Kühlströmung angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß sich eine Leitschaufel (92, 104), zwischen der saugseitigen Wand (38) und der druckseitigen Wand (42) erstreckt und mit Abstand von der den Umlenkdurchlaß (82, 91) begrenzenden Leitwand (48, 74) angeordnet ist, so daß zwischen der Leitschaufel (92, 104) und dieser Leitwand (48, 74) ein Teildurchlaß (94, 106) vorhanden ist, und daß sich die erste Auslöserippe (96s, 108) unter einem spitzen Winkel von der den Umlenkdurchlaß (82, 91) begrenzenden Leitwand (48, 74) zu der Leitschaufel (92, 104) erstreckt.
2. Schaufel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich die erste Auslöserippe (96s, 108) auf der saugseitigen Wand (38) über den Teildurchlaß (94, 106) von der den Umlenkdurchlaß (82, 91) begrenzenden Leitwand (48, 74) zu der Leitschaufel (92, 104) erstreckt, und daß sich eine zweite schräg angeordnete Auslöserippe (96p) auf der druckseitigen Wand (42) über den Teildurchlaß (94) von der den Umlenkdurchlaß (91) begrenzenden Leitwand (48) zu der Leitschaufel (92) erstreckt.
3. Schaufel nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine dritte Auslöserippe (96v), die sich auf der den ersten Teildurchlaß (94) begrenzenden Leitwand (48) von der ersten Auslöserippe (96s) zu der zweiten Auslöserippe (96p) erstreckt.
4. Schaufel nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Umlenkdurchlaß (91) eine Höhe (h) hat und daß diese Höhe (h) in dem Teildurchlaß (94) zwischen der ersten und zweiten Auslöserippe (96s, 96p) um 15% verkleinert ist.
5. Schaufel nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Umlenkdurchlaß (82) eine Höhe (h) hat, und daß diese Höhe (h) in dem zweiten Teildurchlaß (106) zwischen der ersten Auslöserippe (108) und der druckseitigen Wand (42) um 15% verkleinert ist.
DE19823248161 1981-12-28 1982-12-27 Kuehlbare schaufel Granted DE3248161A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/334,618 US4474532A (en) 1981-12-28 1981-12-28 Coolable airfoil for a rotary machine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE3248161A1 DE3248161A1 (de) 1983-07-07
DE3248161C2 true DE3248161C2 (de) 1992-01-23

Family

ID=23308021

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE19823248161 Granted DE3248161A1 (de) 1981-12-28 1982-12-27 Kuehlbare schaufel

Country Status (7)

Country Link
US (1) US4474532A (de)
JP (1) JPS58117302A (de)
DE (1) DE3248161A1 (de)
FR (1) FR2519069B1 (de)
GB (1) GB2112468B (de)
IL (1) IL67383A (de)
IT (1) IT1155034B (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19859785C2 (de) * 1997-12-31 2003-03-06 Gen Electric Turbinenschaufel

Families Citing this family (171)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
US5232343A (en) * 1984-05-24 1993-08-03 General Electric Company Turbine blade
GB2165315B (en) * 1984-10-04 1987-12-31 Rolls Royce Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades
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
US4753575A (en) * 1987-08-06 1988-06-28 United Technologies Corporation Airfoil with nested cooling channels
US4767268A (en) * 1987-08-06 1988-08-30 United Technologies Corporation Triple pass cooled airfoil
US4820122A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US4820123A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US4944152A (en) * 1988-10-11 1990-07-31 Sundstrand Corporation Augmented turbine combustor cooling
US5002460A (en) * 1989-10-02 1991-03-26 General Electric Company Internally cooled airfoil blade
US5117626A (en) * 1990-09-04 1992-06-02 Westinghouse Electric Corp. Apparatus for cooling rotating blades in a gas turbine
GB2250548A (en) * 1990-12-06 1992-06-10 Rolls Royce Plc Cooled turbine aerofoil blade
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
JP3006174B2 (ja) * 1991-07-04 2000-02-07 株式会社日立製作所 内部に冷却通路を有する部材
US5695321A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having variable configuration turbulators
US5695320A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having auxiliary turbulators
US5681144A (en) * 1991-12-17 1997-10-28 General Electric Company Turbine blade having offset turbulators
US5695322A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having restart turbulators
US5700132A (en) * 1991-12-17 1997-12-23 General Electric Company Turbine blade having opposing wall turbulators
WO1994012390A2 (en) * 1992-11-24 1994-06-09 United Technologies Corporation Coolable rotor blade structure
US5288207A (en) * 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
DE69328439T2 (de) * 1992-11-24 2000-12-14 United Technologies Corp., Hartford Kühlbare schaufelsstruktur
US5337805A (en) * 1992-11-24 1994-08-16 United Technologies Corporation Airfoil core trailing edge region
US5403159A (en) * 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
US5361828A (en) * 1993-02-17 1994-11-08 General Electric Company Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators
US5387086A (en) * 1993-07-19 1995-02-07 General Electric Company Gas turbine blade with improved cooling
JPH09505655A (ja) * 1993-11-24 1997-06-03 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 冷却されたタービン用翼型
US5374162A (en) * 1993-11-30 1994-12-20 United Technologies Corporation Airfoil having coolable leading edge region
JP3651490B2 (ja) * 1993-12-28 2005-05-25 株式会社東芝 タービン冷却翼
GB9402442D0 (en) * 1994-02-09 1994-04-20 Rolls Royce Plc Cooling air cooled gas turbine aerofoil
US5431537A (en) * 1994-04-19 1995-07-11 United Technologies Corporation Cooled gas turbine blade
US5472316A (en) * 1994-09-19 1995-12-05 General Electric Company Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils
US5482435A (en) * 1994-10-26 1996-01-09 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine blade having a cooled shroud
US5488825A (en) * 1994-10-31 1996-02-06 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with enhanced cooling
EP0791127B1 (de) * 1994-11-10 2000-03-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Gasturbinenschaufel mit einer gekühlten plattform
US5603606A (en) * 1994-11-14 1997-02-18 Solar Turbines Incorporated Turbine cooling system
US5507621A (en) * 1995-01-30 1996-04-16 Rolls-Royce Plc Cooling air cooled gas turbine aerofoil
US5669759A (en) * 1995-02-03 1997-09-23 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced cooling
US5591007A (en) * 1995-05-31 1997-01-07 General Electric Company Multi-tier turbine airfoil
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
DE19713268B4 (de) * 1997-03-29 2006-01-19 Alstom Gekühlte Gasturbinenschaufel
US5813827A (en) * 1997-04-15 1998-09-29 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for cooling a gas turbine airfoil
EP0892150B1 (de) * 1997-07-14 2003-02-05 ALSTOM (Switzerland) Ltd Kühlsystem für den Hinterkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel
US5902093A (en) * 1997-08-22 1999-05-11 General Electric Company Crack arresting rotor blade
US6220817B1 (en) 1997-11-17 2001-04-24 General Electric Company AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit
US5971708A (en) * 1997-12-31 1999-10-26 General Electric Company Branch cooled turbine airfoil
JPH11241602A (ja) * 1998-02-26 1999-09-07 Toshiba Corp ガスタービン翼
US6059529A (en) * 1998-03-16 2000-05-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade assembly with cooling air handling device
US6132169A (en) * 1998-12-18 2000-10-17 General Electric Company Turbine airfoil and methods for airfoil cooling
GB9901218D0 (en) * 1999-01-21 1999-03-10 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
US6340047B1 (en) * 1999-03-22 2002-01-22 General Electric Company Core tied cast airfoil
DE19921644B4 (de) * 1999-05-10 2012-01-05 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
US6257831B1 (en) * 1999-10-22 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
US6331098B1 (en) 1999-12-18 2001-12-18 General Electric Company Coriolis turbulator blade
US6431832B1 (en) * 2000-10-12 2002-08-13 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine airfoils with improved cooling
DE60041774D1 (de) 2000-12-05 2009-04-23 United Technologies Corp Rotorschaufel
DE50111949D1 (de) * 2000-12-16 2007-03-15 Alstom Technology Ltd Komponente einer Strömungsmaschine
US6471479B2 (en) * 2001-02-23 2002-10-29 General Electric Company Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit
US6527514B2 (en) 2001-06-11 2003-03-04 Alstom (Switzerland) Ltd Turbine blade with rub tolerant cooling construction
US6974308B2 (en) 2001-11-14 2005-12-13 Honeywell International, Inc. High effectiveness cooled turbine vane or blade
EP1456505A1 (de) * 2001-12-10 2004-09-15 ALSTOM Technology Ltd Thermisch belastetes bauteil
US6607356B2 (en) 2002-01-11 2003-08-19 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
CH695702A5 (de) * 2002-01-15 2006-07-31 Alstom Technology Ltd Gasturbinenschaufelblatt.
US7104757B2 (en) * 2003-07-29 2006-09-12 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade
US6939102B2 (en) * 2003-09-25 2005-09-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Flow guide component with enhanced cooling
US6984102B2 (en) * 2003-11-19 2006-01-10 General Electric Company Hot gas path component with mesh and turbulated cooling
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
DE102004002327A1 (de) * 2004-01-16 2005-08-04 Alstom Technology Ltd Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
US7186082B2 (en) * 2004-05-27 2007-03-06 United Technologies Corporation Cooled rotor blade and method for cooling a rotor blade
US7665968B2 (en) * 2004-05-27 2010-02-23 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
ES2282763T3 (es) * 2004-07-05 2007-10-16 Siemens Aktiengesellschaft Alabe de turbina refrigerrada por pelicula.
US7775053B2 (en) 2004-09-20 2010-08-17 United Technologies Corporation Heat transfer augmentation in a compact heat exchanger pedestal array
US7156620B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7156619B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7150601B2 (en) 2004-12-23 2006-12-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil cooling passageway
GB0523469D0 (en) * 2005-11-18 2005-12-28 Rolls Royce Plc Blades for gas turbine engines
US7303376B2 (en) * 2005-12-02 2007-12-04 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with outer wall cooling system and inner mid-chord hot gas receiving cavity
US7540712B1 (en) 2006-09-15 2009-06-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling holes
US7597540B1 (en) 2006-10-06 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling holes
US7607891B2 (en) * 2006-10-23 2009-10-27 United Technologies Corporation Turbine component with tip flagged pedestal cooling
US7806658B2 (en) * 2006-10-25 2010-10-05 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with spanwise equalizer rib
US8757974B2 (en) * 2007-01-11 2014-06-24 United Technologies Corporation Cooling circuit flow path for a turbine section airfoil
US7780414B1 (en) 2007-01-17 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes
US7641444B1 (en) 2007-01-17 2010-01-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Serpentine flow circuit with tip section cooling channels
US7819629B2 (en) * 2007-02-15 2010-10-26 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine
US8202054B2 (en) * 2007-05-18 2012-06-19 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine engine
US8083485B2 (en) * 2007-08-15 2011-12-27 United Technologies Corporation Angled tripped airfoil peanut cavity
US7955053B1 (en) 2007-09-21 2011-06-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit
US7967563B1 (en) * 2007-11-19 2011-06-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip section cooling channel
US8016563B1 (en) * 2007-12-21 2011-09-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip turn cooling
EP2093381A1 (de) 2008-02-25 2009-08-26 Siemens Aktiengesellschaft Lauf- oder Leitschaufel einer Turbine mit gekühlter Plattform
EP2143883A1 (de) * 2008-07-10 2010-01-13 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel und entsprechender Gusskern
US8317461B2 (en) * 2008-08-27 2012-11-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having dual flow passage cooling chamber formed by single core
US8348613B2 (en) * 2009-03-30 2013-01-08 United Technologies Corporation Airflow influencing airfoil feature array
US20110033311A1 (en) * 2009-08-06 2011-02-10 Martin Nicholas F Turbine Airfoil Cooling System with Pin Fin Cooling Chambers
US9140236B2 (en) 2010-04-13 2015-09-22 Seven International Group, Inc. Wind turbine utilizing wind directing slats
EP2540969A1 (de) * 2011-06-27 2013-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Aufprallkühlung von Turbinenschaufeln oder -flügeln
US8882448B2 (en) 2011-09-09 2014-11-11 Siemens Aktiengesellshaft Cooling system in a turbine airfoil assembly including zigzag cooling passages interconnected with radial passageways
US8840363B2 (en) 2011-09-09 2014-09-23 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly
GB201121531D0 (en) 2011-12-15 2012-01-25 Rolls Royce Plc Aerofoil blade or vane
EP2682565B8 (de) * 2012-07-02 2016-09-21 General Electric Technology GmbH Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
US20140219813A1 (en) * 2012-09-14 2014-08-07 Rafael A. Perez Gas turbine engine serpentine cooling passage
GB201217125D0 (en) * 2012-09-26 2012-11-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component
US9546554B2 (en) * 2012-09-27 2017-01-17 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with blade tip cooling
US9995148B2 (en) 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
US8920123B2 (en) * 2012-12-14 2014-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with integrated serpentine and axial tip cooling circuits
US9850762B2 (en) 2013-03-13 2017-12-26 General Electric Company Dust mitigation for turbine blade tip turns
US8985949B2 (en) 2013-04-29 2015-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly
US10006295B2 (en) 2013-05-24 2018-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having trip strips
US9388699B2 (en) * 2013-08-07 2016-07-12 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
EP3047102B1 (de) 2013-09-16 2020-05-06 United Technologies Corporation Gasturbinemotor mit rotorscheibe, die am umfangsrand vorsprünge aufweist
US10301958B2 (en) 2013-09-17 2019-05-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine with seal having protrusions
JP6216618B2 (ja) * 2013-11-12 2017-10-18 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼の製造方法
US10364683B2 (en) * 2013-11-25 2019-07-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling passage turbulator
EP2907974B1 (de) 2014-02-12 2020-10-07 United Technologies Corporation Bauteil und zugehöriges gasturbinentriebwerk
CA2949539A1 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Engine components with impingement cooling features
US10422235B2 (en) 2014-05-29 2019-09-24 General Electric Company Angled impingement inserts with cooling features
WO2015184294A1 (en) 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Fastback turbulator
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
US9957816B2 (en) 2014-05-29 2018-05-01 General Electric Company Angled impingement insert
US10119404B2 (en) * 2014-10-15 2018-11-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10294799B2 (en) * 2014-11-12 2019-05-21 United Technologies Corporation Partial tip flag
US9963975B2 (en) 2015-02-09 2018-05-08 United Technologies Corporation Trip strip restagger
JP2018512535A (ja) 2015-03-17 2018-05-17 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 非束縛的な流れ変向ガイド構造を有するタービンブレード
CN107429569B (zh) 2015-04-03 2019-09-24 西门子公司 具有低流动框架式通道的涡轮动叶后缘
US9810087B2 (en) 2015-06-24 2017-11-07 United Technologies Corporation Reversible blade rotor seal with protrusions
DE102015112643A1 (de) * 2015-07-31 2017-02-02 Wobben Properties Gmbh Windenergieanlagen-Rotorblatt
US10012092B2 (en) 2015-08-12 2018-07-03 United Technologies Corporation Low turn loss baffle flow diverter
US10184341B2 (en) 2015-08-12 2019-01-22 United Technologies Corporation Airfoil baffle with wedge region
US10508554B2 (en) 2015-10-27 2019-12-17 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US10156145B2 (en) * 2015-10-27 2018-12-18 General Electric Company Turbine bucket having cooling passageway
US9885243B2 (en) 2015-10-27 2018-02-06 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US9932838B2 (en) 2015-12-21 2018-04-03 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10119405B2 (en) 2015-12-21 2018-11-06 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10053989B2 (en) 2015-12-21 2018-08-21 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9926788B2 (en) 2015-12-21 2018-03-27 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US20170175543A1 (en) * 2015-12-21 2017-06-22 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9976425B2 (en) 2015-12-21 2018-05-22 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10030526B2 (en) 2015-12-21 2018-07-24 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10060269B2 (en) 2015-12-21 2018-08-28 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US9938836B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-10 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US9909427B2 (en) * 2015-12-22 2018-03-06 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US10208607B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10267162B2 (en) 2016-08-18 2019-04-23 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10208608B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10227877B2 (en) 2016-08-18 2019-03-12 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10221696B2 (en) 2016-08-18 2019-03-05 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
RU171631U1 (ru) * 2016-09-14 2017-06-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Охлаждаемая лопатка турбины
US10724391B2 (en) * 2017-04-07 2020-07-28 General Electric Company Engine component with flow enhancer
US10519782B2 (en) * 2017-06-04 2019-12-31 United Technologies Corporation Airfoil having serpentine core resupply flow control
US10612394B2 (en) * 2017-07-21 2020-04-07 United Technologies Corporation Airfoil having serpentine core resupply flow control
US11002138B2 (en) 2017-12-13 2021-05-11 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with lower turning vane bank
US10941663B2 (en) 2018-05-07 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved leading edge cooling scheme and damage resistance
US10989067B2 (en) 2018-07-13 2021-04-27 Honeywell International Inc. Turbine vane with dust tolerant cooling system
WO2020046158A1 (en) 2018-08-30 2020-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Coolable airfoil section of a turbine component
KR102114681B1 (ko) 2018-09-21 2020-05-25 두산중공업 주식회사 핀-핀 배열을 포함하는 터빈 블레이드
US10774657B2 (en) 2018-11-23 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Baffle assembly for gas turbine engine components
US10731478B2 (en) * 2018-12-12 2020-08-04 Solar Turbines Incorporated Turbine blade with a coupled serpentine channel
US11028702B2 (en) 2018-12-13 2021-06-08 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cooling passage network having flow guides
KR102161765B1 (ko) * 2019-02-22 2020-10-05 두산중공업 주식회사 터빈용 에어포일, 이를 포함하는 터빈
US11306655B2 (en) * 2019-03-18 2022-04-19 General Electric Company Turbine engine component and method of cooling
DE102019125779B4 (de) * 2019-09-25 2024-03-21 Man Energy Solutions Se Schaufel einer Strömungsmaschine
US11230929B2 (en) 2019-11-05 2022-01-25 Honeywell International Inc. Turbine component with dust tolerant cooling system
CN111852574A (zh) * 2020-07-27 2020-10-30 北京全四维动力科技有限公司 涡轮叶片及包括其的燃气轮机
US11840940B2 (en) 2021-03-09 2023-12-12 Mechanical Dynamics And Analysis Llc Turbine blade tip cooling hole supply plenum
US12006836B2 (en) * 2021-07-02 2024-06-11 Rtx Corporation Cooling arrangement for gas turbine engine component

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US417710A (en) * 1889-12-24 Food compound
US3171631A (en) * 1962-12-05 1965-03-02 Gen Motors Corp Turbine blade
US3533712A (en) * 1966-02-26 1970-10-13 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbines
GB1355558A (en) * 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1410014A (en) * 1971-12-14 1975-10-15 Rolls Royce Gas turbine engine blade
BE794195A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz
US4073599A (en) * 1976-08-26 1978-02-14 Westinghouse Electric Corporation Hollow turbine blade tip closure
GB1551678A (en) * 1978-03-20 1979-08-30 Rolls Royce Cooled rotor blade for a gas turbine engine
US4173120A (en) * 1977-09-09 1979-11-06 International Harvester Company Turbine nozzle and rotor cooling systems
US4224011A (en) * 1977-10-08 1980-09-23 Rolls-Royce Limited Cooled rotor blade for a gas turbine engine
JPS55107004A (en) * 1977-12-27 1980-08-16 United Technologies Corp Turbine blade
US4236870A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Turbine blade
US4180373A (en) * 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade
US4257737A (en) * 1978-07-10 1981-03-24 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
FR2476207A1 (fr) * 1980-02-19 1981-08-21 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19859785C2 (de) * 1997-12-31 2003-03-06 Gen Electric Turbinenschaufel

Also Published As

Publication number Publication date
GB2112468A (en) 1983-07-20
JPS58117302A (ja) 1983-07-12
DE3248161A1 (de) 1983-07-07
JPH0353442B2 (de) 1991-08-15
IT1155034B (it) 1987-01-21
GB2112468B (en) 1984-11-28
FR2519069A1 (fr) 1983-07-01
IT8224878A0 (it) 1982-12-21
US4474532A (en) 1984-10-02
IT8224878A1 (it) 1984-06-21
IL67383A (en) 1986-09-30
FR2519069B1 (fr) 1985-11-29

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