DE3248163C2 - - Google Patents
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- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine kühlbare Schaufel der
im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.
Eine solche kühlbare Schaufel ist aus der EP 00 34 961 A1
bekannt.
In einer Strömungsmaschine wird Brennstoff in Brennkammern
verbrannt, um der Maschine Energie in Form von heißen Ar
beitsgasen zu liefern. Die heißen Arbeitsmediumgase
strömen zu dem Turbinenabschnitt der Maschine. In diesem
Turbinenabschnitt bilden Schaufeln feststehende Kränze von
Leitschaufeln und umlaufende Kränze von Laufschaufeln.
Diese Schaufeln werden benutzt, um die strömenden Arbeits
gase zu lenken und diesen Arbeitsgasen Energie
zu entziehen. Infolgedessen sind die Schaufeln im Betrieb
der Maschine von heißen Arbeitsgasen umströmt, wo
durch Wärmespannungen in den Schaufeln verursacht werden,
die den Festigkeitsverband und die Dauerfestigkeit der
Schaufeln nachteilig beeinflussen.
Diese Wärmespannungen bilden ein ständiges Problem seit dem
Aufkommen von auf hoher Temperatur arbeitenden umlaufenden
Maschinen, wie beispielsweise Gasturbinentriebwerken, weil
es erforderlich ist, das Triebwerk bei hohen Temperaturen
zu betreiben, um den Triebwerkswirkungsgrad zu maximieren.
Beispielsweise können die Schaufeln in den Turbinen von
solchen Triebwerken Temperaturen in den Arbeitsgasen
von bis zu 1371°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.
Das Kühlen von Turbinenschaufeln unter Verwendung von ver
wickelten Kühlluftdurchlässen und Filmkühllöchern allein
oder in Verbindung mit Auslöserippen zum Fördern der Küh
lung im Gebiet der Vorderkante bildet den Gegenstand der
US-Patentschriften 41 77 010, 41 80 373, 42 24 011 und
42 78 400. Die aus diesen US-Patentschriften bekannten
Laufschaufeln sind durch große Kühlluftdurchlässe im Ver
hältnis zur Dicke der Wände in dem Gebiet der Vorderkante
der Laufschaufeln gekennzeichnet.
Aufgrund aerodynamischer Erfordernisse ist zur Leistungs
steigerung der Maschinen die Vorderkante der Schaufel el
liptisch ausgebildet. Dabei hat die Schaufel eine verhält
nismäßig dünne Querschnittsform (Dicke zu Profilsehnen
länge). Trotz des dünnen Profils ist eine Mindestdicke der
Wände erforderlich, damit die Schaufel eine ausreichende
bauliche Festigkeit erhält und ein gewisses Ausmaß an sta
tistisch zu erwartender Beschädigung durch Fremdobjekte
aushält. Deshalb sind die Wände der Schaufel in bezug auf
die Kühlluftdurchlässe verhältnismäßig dick.
Aus der bereits erwähnten EP 00 34 961 A1 ist bekannt, Aus
löserippen unterschiedlicher Höhe der zu kühlenden
Wand anzuordnen, um somit die Kühlmöglichkeiten in dem
Kühlluftdurchlaß der Schaufel zu beeinflussen. Diese Auslö
serippen erstrecken sich dabei senkrecht von der den Kühl
luftdurchlaß begrenzenden Wand.
Bei derartigen Auslöserippen im Kühlluftdurchlaß der Schau
fel werden die Strömungsverhältnisse der Kühlluft nicht be
rücksichtigt, mit der Folge von Leistungsverlusten der
Schaufel im Betrieb sowie ungenügender Kühlung des Gebiets
der Vorderkante in der Schaufel. Diese Auslöserippen dienen
lediglich der Vergrößerung der Oberfläche im Kühlluftdurch
laß. Als weiterer Nachteil erweist sich, daß die Schaufel
zusätzlich mit Öffnungen im Gebiet der Vorderkante zur Ab
gabe von Kühlmittel zur Filmkühlung versehen ist. Derartige
Kühlmittellöcher in dem Gebiet der Vorderkante verursachen
weitere Leistungsverluste. Außerdem ist es mit Rücksicht
auf die Ausnutzung des Brennstoffes unerwünscht, in gewis
sen Stufen der Turbine die Filmkühlung für das Gebiet der
Vorderkante der Schaufel anzuwenden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine kühlbare
Schaufel nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 anzuge
ben, die eine verbesserte Kühlung des Gebiets der Vorder
kante der Schaufel ermöglicht und dabei ohne Filmkühlung
auskommt.
Die Aufgabe ist mit den kennzeichnenden Merkmalen des Pa
tentanspruchs 1 in Verbindung mit den Oberbegriffsmerkmalen
gelöst.
Bei der kühlbaren Schaufel nach der Erfindung wird die Küh
lung wirksam ausgenutzt. Das Gebiet der Vorderkante der
Schaufel wird auch im Vergleich zur Dicke der Schaufelwände
bei schmalem Kühlluftdurchlaß ausreichend gekühlt, wobei
zudem die Abgabe der Kühlluft durch Filmkühlung aus dem Ge
biet der Vorderkante der Schaufel vermieden wird.
Ein Hauptvorteil der Erfindung ist die Lebensdauer der
Schaufel, die aus der Dicke der Wände in dem Gebiet der Vorderkante
resultiert, welche die Schaufel vor einer Beschä
digung durch Fremdobjekte schützt, und aus der Kühlung der
verdickten Wände, die übermäßige Wärmespannungen in den
Wänden verhindert. Ein weiterer Vorteil ist die Vergröße
rung des Wirkungsgrades der Strömungsmaschine , die dar
aus resuliert, daß ein Teil der Kühlströmung kanalisiert
wird und daß in der Kühlströmung Turbulenz hervorgerufen
wird, um die Kühlwirkung der Strömung zu vergrößern.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden
unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben.
Es zeigt
Fig. 1 eine Ansicht einer Laufschaufel,
die teilweise im Schnitt und teil
weise weggebrochen dargestellt ist,
um die saugseitige Wand der Lauf
schaufel sichtbar zu machen,
Fig. 2 eine Querschittsansicht nach der
Linie 2-2 in Fig. 1 und
Fig. 3 in perspektivischer Darstellung
teilweise im Schnitt und teilweise
weggebrochen das Gebiet der Vorderkante
das in Fig. 2 gezeigt ist, zur Veran
schaulichung eines Teils der Strö
mung in dem Gebiet der Vorderkante der
Laufschaufel.
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 Maschine ein. Der Plattenformabschnitt 14 bildet einen
Teil der Innenwand des Strömungsweges für Arbeitsmediumgase
in der Maschine. Der Flügelprofilabschnitt 16 erstreckt sich
durch den Strömungsweg der Arbeitsmediumgase nach außen und
hat eine Spitze 18 an seinem äußersten Ende. Die Laufschau
fel 10 hat Bezugsrichtungen wie die Richtung der Spannweite S
und die Richtung der Profilsehne C.
Der Wurzelabschnitt 12 hat eine sich in Richtung der Profil
sehne C erstreckende Wurzelwand 20. Ein erster Kanal 22 steht
über die Wurzelwand 20 mit einer Kühlluftquelle, wie beispiels
weise einem Verdichter (nicht dargestellt), in Strömungs
verbindung. Ein zweiter Kanal 24 erstreckt sich durch die
Wurzelwand 20. Ein Platte 25 erstreckt sich über den zweiten
Kanal 24 und blockiert eine Strömungsverbindung mit einer
Kühlluftquelle (nicht dargestellt). In einer anderen Aus
führungsform steht der zweite Kanal 24 in Strömungsverbindung
mit der Kühlluftquelle.
Der Flügelprofilabschnitt 16 hat eine Vorderkante 26 und
eine Hinterkante 28. Eine saugseitige Wand 30 und eine
druckseitige Wand 32 (in Fig. 1 der Übersichtlichkeit hal
ber weggebrochen und in Fig. 2 gezeigt) sind an der Vorder
kante 26 und an der Hinterkante 28 miteinander verbunden. Die
druckseitige Wand 32 ist mit Abstand von der saugseitigen
Wand 30 angeordnet, so daß zwischen ihnen ein Hohlraum 34
vorhanden ist. Eine Spitzenwand 36 und die Wurzelwand 20
begrenzen den Hohlraum 34 in der Richtung der Spannweite S. Eine
erste Leitwand 38 erstreckt sich in Richtung der Spannweite S
von der Spitzenwand 36 aus und unterteilt den Hohlraum 34
in einen hinteren Teil 40 und einen vorderen Teil 42. Die
erste Leitwand 38 hat Abstand von der Wurzelwand 20, so daß
ein erster Umlenkdurchlaß 44 zwischen ihnen verbleibt, über
den der hintere Teil 40 der Laufschaufel 10 mit dem vorderen
Teil 42 und mit dem sich durch den Wurzelabschnitt 12 der Lauf
schaufel 10 erstreckenden zweiten Kanal 24 in Strömungsverbin
dung ist. Der hintere Teil 40 der Laufschaufel 10 enthält ein
Hinterkantengebiet 46. Das Hinterkantengebiet 46 steht mit
dem Hauptströmungsweg über die Zwischenräume von in gegensei
tigem Abstand angeordneten Sockeln 48 in Strömungsverbindung. Jeder
Sockel 48 erstreckt sich zwischen der saugseitigen Wand 30
und der druckseitigen Wand 32, um die Strömung örtlich zu
blockieren, und begrenzt mit der ersten Leitwand 38 einen
sich in Richtung der Spannweite S erstreckenden Durchlaß 50
für Kühlluft. Mehrere Auslöserippen 52 sind rechtwinklig
zu der sich nähernden Strömung angeordnet und stören die
Bildung einer laminaren Grenzschicht, indem sie in der
Grenzschicht eine turbulente Strömung auslösen, wenn die
Strömung über die Auslöserippen 52 hinweggeht.
Eine zweite Leitwand 53 erstreckt sich in Richtung der
Spannweite S von der Wurzelwand 20 aus und unterteilt den vor
deren Teil 42 der Laufschaufel 10 in einen ersten Kühlluftdurchlaß
54 und einen zweiten Kühlluftdurchlaß 56. Der erste Kühlluftdurchlaß 54
ist einer dritten Wand 58 in dem Gebiet der Vorderkante 26 der
Laufschaufel 10 benachbart. Der erste Kühlluftdurchlaß 54 hat ein
stromaufwärtiges Ende 60 in Strömungsverbindung mit dem
ersten Kanal 22 und ein stromabwärtiges Ende 62, das über
einen Umlenkdurchlaß 64 mit dem zweiten Kühlluftdurchlaß 56 in
Strömungsverbindung ist.
Mehrere erste Auslöserippen 68a erstrecken sich von der
saugseitigen Wand 30 aus über die Wand 58 in dem Gebiet der Vor
derkante 26 zu der druckseitigen Wand 32. Diese ersten Aus
löserippen 68a haben eine konstante Höhe h. Die ersten Auslöserip
pen 68a sind schräg gegen die sich nähernde Strömung angeord
net und unter einem spitzen Winkel zu der Wand 58 an
geordnet. Mehrere zweite Auslöserippen 68b sind schräg
zu der sich nähernden Strömung angeordnet und unter einem
spitzen Winkel von ungefähr 30° zu der Wand 58 ange
ordnet. Es wird angenommen, daß spitze Winkel in einem Be
reich zwischen 25° und 50° zum Ausrichten der Auslöse
rippen 68a bzw. 68b zufriedenstellende Ergebnisse erbringen, wobei
ein Bereich von 30° bis 45° die zufriedenstellendsten
Ergebnisse erbringen dürfte. Die zweiten Auslöserippen 68b haben
jeweils ein Ende, das zu der sich nähernden Strömung hin
gekrümmt ist.
Fig. 2 zeigt eine Querschnittansicht eines Teils der
in Fig. 1 gezeigten Laufschaufel 10 nach der Linie 2-2 in
Fig. 1. Die erste Auslöserippe 68a hat die Höhe h und er
streckt sich längs der saugseitigen Wand 30, längs der
druckseitigen Wand 32 und über die Wand 58 in
dem Gebiet der Vorderkante 26. Ein erster Wirbelerzeuger 70a ist
einstückig mit der ersten Auslöserippe 68a gebildet.
Der erste Wirbelerzeuger 70a vergrößert die Höhe der ersten Auslöse
rippe 68a. Die kombinierte Höhe der ersten Auslöserippe 68a und
des ersten Wirbelerzeugers 70a ist eine Höhe ha, die größer als
die Höhe h ist. Die zweite Auslöserippe 68b hat einen zweiten
Wirbelerzeuger 70b, der einstückig mit der zweiten Aus
löserippe 68b gebildet ist und die Höhe der zweiten Auslöserippe 68b
auf eine Höhe hb vergrößert, die größer als die Höhe ha ist.
Die Wirbelerzeuger 70a, 70b sind jeweils in Richtung der Profilsehne C
mit Abstand von der Wand 58 in dem Gebiet der Vor
derkante 26 angeordnet. Der zweite Wirbelerzeuger 70b hat
eine Länge in Richtung der Profilsehne C die größer ist als
die Länge des ersten Wirbelerzeugers 70a in Richtung der Profil
sehne C. Durch Vergrößern der Höhe und der Länge des Wirbel
erzeugers 70a bzw. 70b wird dessen Wärmeabfuhrvermögen vergrößert. Dem
gemäß werden die längeren, höheren Wirbelerzeuger 70a bzw. 70b in Gebie
ten der Laufschaufel 10 benutzt, in denen der größte Wärmefluß
auftritt.
Im Betrieb der Strömungsmaschine strömen heiße Arbeitsgase
über die Außenseite der Laufschaufel 10 hinweg. Energie in Form
von Wärme wird von den heißen Arbeitsmediumgasen auf das Gebiet der
Vorderkante 26, die saugseitige Wand 30 und die
druckseitige Wand 32 übertragen. Kühlluft aus dem Kanal 22
strömt längs des Gebietes der Vorderkante 26 über den ersten Kühlluftdurchlaß 54
zu dem Umlenkdurchlaß 64. Wenn die Strömung den ersten
Kühlluftdurchfall 54 verläßt und sich durch Umlenkschaufeln bewegt,
wird die Strömung durch die Umlenkschaufeln des Umlenkdurchlasses 64 teilweise von
Teilen der Laufschaufel 10 ferngehalten. Wegen des dünnen Spitzen
gebietes ist das Fernhalten der Strömung nicht von starken
Wärmespannungen begleitet, wie es bei der Blockierung die
ser Strömung in dem in der Mitte der Spannweite S gelegenen
Gebiet des Flügelprofilabschnitts 16 der Laufschaufel 10 der Fall wä
re. Die Kühlluft strömt durch den Umlenkdurchlaß 64, durch
den zweiten Kühlluftdurchlaß 56 und durch den ersten Umlenkdurchlaß
44 zu dem Durchlaß 50 in dem hinteren Teil der Laufschau
fel 10. Die Strömung wird über die Zwischenräume zwischen den
Sockel 48 in dem Hinterkantengebiet 46 abgegeben.
Fig. 3 veranschaulicht die Wechselwirkung zwischen zwei
Stromlinien S₁ und S₂ der Kühlluft, wenn die Kühlluft durch
den ersten Kühlluftdurchlaß 54 und über die zweite Auslöserippe 68b und den
Wirbelerzeuger 70b in dem in der Mitte der Spannweite
gelegenen Gebiet der Laufschaufel 10 strömt. Die Stromli
nien S₁ und S₂ sind an der saugseitigen Oberfläche des
Flügelprofilabschnitts 16 und ihre Bewegung längs des ersten
Kühlluftdurchlasses 54 wird nicht blockiert. Wenn die Stromlinie S₁
der Strömung über die zweite Auslöserippe 68b hinweggeht,
wird ein kleiner Teil der Strömung zu dem Gebiet der Vorderkante
26 hin abgelenkt, wie es durch die Linie S₁′ gezeigt
ist. Darüber hinaus werden kleine Wirbel auf der strom
aufwärtigen Seite der zweiten Auslöserippe 68b gebildet, wenn
die Stromlinie S₁ über die zweite Auslöserippe 68b hinweggeht.
Die Wirbel lösen sich mit einer Geschwindigkeitskompo
nente ab, die sich in der Richtung der Profilsehne C er
streckt, und zwar aufgrund der Abwinkelung der Auslöse
rippen 68a bzw. 68b bezüglich der Strömung und der Wand 58. Die
Geschwindigkeitskomponente in der Richtung der Profil
sehne C bewirkt, daß sich die kleinen Wirbel zu dem Gebiet der Vor
derkante 26 und in das Gebiet der Vorderkante 26 bewegen,
wie es durch die Wirbel V₁′ gezeigt ist. Diese Wirbel
verursachen Turbulenz in der Grenzschicht an der saug
seitigen Fläche des Flügelprofilabschnitts 16. Die Stromli
nie S₂ ist ebenfalls der saugseitigen Fläche des Flügel
profilabschnitts 16 benachbart. Wenn die Stromlinie S₂ über
den zweiten Wirbelerzeuger 70b hinweggeht, wird ein größerer Teil
der Strömung längs der Stromlinie zu dem Gebiet der Vorderkante
26 hin abgelenkt, wie es durch die Linie S₂′ gezeigt
ist. Darüber hinaus werden, wenn die Stromlinie S₂ über
den zweiten Wirbelerzeuger 70b hinweggeht, Wirbel, die viel größer
sind, als die kleinen Wirbel, die an der zweiten Auslöserip
pe 68b gebildet werden, auf der stromaufwärtigen Seite des zweiten
Wirbelerzeugers 70b gebildet. Aufgrund der Abwinkelung des zweiten
Wirbelerzeugers 70b lösen sich diese großen Wirbel mit einer
Geschwindigkeitskomponente ab, die sich in der Richtung
der Profilsehne C und in der Richtung der Spannweite S er
streckt. Die Geschwindigkeitskomponente in der Richtung
der Profilsehne C bewirkt, daß sich diese großen Wirbel
in das Gebiet der Vorderkante 26 bewegen und längs des Gebietes der Vorder
kante 26 die Fläche 72 der Wand 58 in dem Gebiet der Vorderkan
te 26 des Flügelprofilabschnitts 16 überstreichen. Die
größeren Wirbel drücken kältere Luft aus dem Hauptteil der
Strömung in die Grenzschicht in dem Gebiet der Vorderkante 26. So
mit wird die Wirkung der kleinen Wirbel durch die Wirkung
der großen Wirbel, die eine längere Lebensdauer als die klei
nen Wirbel haben und mit den kleinen Wirbeln zusammenwirken,
stark intensiviert, wodurch die Luft in der Grenzschicht ge
kühlt, die Turbulenzgeschwindigkeiten in der Grenzschicht
vergrößert werden und die Wärmeübertragung zwischen den Wän
den des Flügelprofilabschnitts 16 und der Kühlluft in dem Gebiet der Vor
derkante 26 vergrößert wird.
Claims (8)
1. Kühlbare Schaufel für eine Strömungsmaschine, mit einem
Kühlluftdurchlaß (54), mit einer Wand (58) in dem Gebiet
der Vorderkante (26), die den Kühlluftdurchlaß (54) be
grenzt, und mit ersten und zweiten Auslöserippen (68a,
68b), die mit der Wand (58) verbunden sind und sich von der
Wand (58) aus in dem Gebiet der Vorderkante (26) durch den
Kühlluftdurchlaß (54) erstrecken, dadurch gekennzeichnet,
daß die ersten und zweiten Auslöserippen (68a, 68b) einen
spitzen Winkel mit der Wand (58) bilden, und daß wenigstens
die ersten Auslöserippen (68a) jeweils mit einem angeform
ten ersten Wirbelerzeuger (70a) versehen sind, der die Höhe
der ersten Auslöserippe (68a) vergrößert und in Richtung
der Profilsehne (C) mit Abstand von der Wand (58) in dem
Gebiet der Vorderkante (26) angeordnet ist.
2. Kühlbare Schaufel nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß die ersten Auslöserippen (68a) und ersten
Wirbelerzeuger (70a) eine kombinierte Höhe ha haben, und daß
die zweiten Auslöserippen (68b) schräg gegen die sich nä
hernde Strömung angeordnet und mit einem angeformten zwei
ten Wirbelerzeuger (70b) versehen sind, wobei die Höhe der
zweiten Auslöserippen (68b) und zweiten Wirbelerzeuger
(70b) hb beträgt und größer als die kombinierte Höhe ha der
ersten Auslöserippen (68a) und ersten Wirbelerzeuger (70a)
ist (hb<ha).
3. Kühlbare Schaufel nach Anspruch 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Höhe der ersten Auslöserippen (68a) h ist
und daß die kombinierte Höhe ha der ersten Auslöserippen
(68a) und ersten Wirbelerzeuger (70a) größer als das Zwei
fache oder gleich dem Zweifachen der Höhe der ersten Auslö
serippen (68a) ist (ha2h).
4. Kühlbare Schaufel nach Anspruch 2 oder 3, dadurch ge
kennzeichnet, daß die ersten Wirbelerzeuger (70a) der er
sten Auslöserippen (68a) eine erste Länge in Richtung der
Profilsehne (C) haben, und daß die zweiten Wirbelerzeuger
(70b) der zweiten Auslöserippen (68b) eine zweite Länge in
Richtung der Profilsehne (C) haben, die größer als die er
ste Länge in Richtung der Profilsehne (C) ist.
5. Kühlbare Schaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 4, da
durch gekennzeichnet, daß die Auslöserippen (68a, 68b) und
die an ihnen angeformten Wirbelerzeuger (70a, 70b) ein
Ende haben, das zu der sich nähernden Strömung hin gekrümmt
ist.
6. Kühlbare Schaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 5, da
durch gekennzeichnet, daß der spitze Winkel zwischen den
Auslöserippen (68a, 68b) und der Wand (58) in dem Gebiet
der Vorderkante (26) 30° beträgt.
7. Kühlbare Schaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 5, da
durch gekennzeichnet, daß der spitze Winkel zwischen den
Auslöserippen (68a, 68b) und der Wand (58) in dem Gebiet
der Vorderkante (26) in einem Bereich zwischen 25° und 50°
liegt.
8. Kühlbare Schaufel nach einem der Ansprüche 5 bis 7, da
durch gekennzeichnet, daß sich wenigstens die ersten Aus
löserippen (68a) von einer saugseitigen Wand (30) und einer
druckseitigen Wand (32) des Kühlluftdurchlasses (54) aus
erstrecken und daß sich die Wirbelerzeuger (70a, 70b) von
dem Teil der Auslöserippen (68a, 68b) an der saugseitigen
Wand (32) des Kühlluftdurchlasses (54) aus erstrecken.
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Publications (2)
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Families Citing this family (61)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4514144A (en) * | 1983-06-20 | 1985-04-30 | General Electric Company | Angled turbulence promoter |
US4515523A (en) * | 1983-10-28 | 1985-05-07 | Westinghouse Electric Corp. | Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge |
US5232343A (en) * | 1984-05-24 | 1993-08-03 | General Electric Company | Turbine blade |
GB2159585B (en) * | 1984-05-24 | 1989-02-08 | Gen Electric | Turbine blade |
JPS611804A (ja) * | 1984-06-12 | 1986-01-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 冷却式タ−ビン翼 |
GB2165315B (en) * | 1984-10-04 | 1987-12-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades |
US4968216A (en) * | 1984-10-12 | 1990-11-06 | The Boeing Company | Two-stage fluid driven turbine |
GB2189553B (en) * | 1986-04-25 | 1990-05-23 | Rolls Royce | Cooled vane |
US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4820122A (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 |
US5197852A (en) * | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
GB9014762D0 (en) * | 1990-07-03 | 1990-10-17 | Rolls Royce Plc | Cooled aerofoil vane |
US5704763A (en) * | 1990-08-01 | 1998-01-06 | General Electric Company | Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements |
GB2250548A (en) * | 1990-12-06 | 1992-06-10 | Rolls Royce Plc | Cooled turbine aerofoil blade |
US5681144A (en) * | 1991-12-17 | 1997-10-28 | General Electric Company | Turbine blade having offset turbulators |
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 |
US5700132A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-23 | General Electric Company | Turbine blade having opposing wall turbulators |
US5695322A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having restart turbulators |
GB2270718A (en) * | 1992-09-22 | 1994-03-23 | Rolls Royce Plc | Single crystal turbine blades having pedestals. |
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 |
JP3192854B2 (ja) * | 1993-12-28 | 2001-07-30 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
WO1996012874A1 (en) * | 1994-10-24 | 1996-05-02 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine blade with enhanced cooling |
US5488825A (en) * | 1994-10-31 | 1996-02-06 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with enhanced cooling |
US5468125A (en) * | 1994-12-20 | 1995-11-21 | Alliedsignal Inc. | Turbine blade with improved heat transfer surface |
US5645397A (en) * | 1995-10-10 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes |
US5842829A (en) * | 1996-09-26 | 1998-12-01 | General Electric Co. | Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils |
JPH10280905A (ja) * | 1997-04-02 | 1998-10-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却翼のタービュレータ |
JPH11173105A (ja) * | 1997-12-08 | 1999-06-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
US5967752A (en) * | 1997-12-31 | 1999-10-19 | General Electric Company | Slant-tier turbine airfoil |
US6273682B1 (en) | 1999-08-23 | 2001-08-14 | General Electric Company | Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall |
US6257831B1 (en) * | 1999-10-22 | 2001-07-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging |
GB0127902D0 (en) | 2001-11-21 | 2002-01-16 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine aerofoil |
US6964557B2 (en) * | 2003-02-03 | 2005-11-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for coupling a component to a turbine engine blade |
US6890153B2 (en) * | 2003-04-29 | 2005-05-10 | General Electric Company | Castellated turbine airfoil |
US6824352B1 (en) * | 2003-09-29 | 2004-11-30 | Power Systems Mfg, Llc | Vane enhanced trailing edge cooling design |
GB2411698A (en) * | 2004-03-03 | 2005-09-07 | Rolls Royce Plc | Coolant flow control in gas turbine engine |
US7217092B2 (en) * | 2004-04-14 | 2007-05-15 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing turbine blade temperatures |
US7217094B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling |
US7300242B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-11-27 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with integral cooling system |
US7520723B2 (en) * | 2006-07-07 | 2009-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers |
US7780414B1 (en) | 2007-01-17 | 2010-08-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes |
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 |
FR2954798B1 (fr) * | 2009-12-31 | 2012-03-30 | Snecma | Aube a ventilation interieure |
US8807945B2 (en) | 2011-06-22 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals |
US9995148B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
US9850762B2 (en) | 2013-03-13 | 2017-12-26 | General Electric Company | Dust mitigation for turbine blade tip turns |
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 |
CA2949539A1 (en) | 2014-05-29 | 2016-02-18 | General Electric Company | Engine components with impingement cooling features |
US9957816B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-05-01 | General Electric Company | Angled impingement insert |
WO2015184294A1 (en) | 2014-05-29 | 2015-12-03 | General Electric Company | Fastback turbulator |
US10364684B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-07-30 | General Electric Company | Fastback vorticor pin |
US10422235B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-09-24 | General Electric Company | Angled impingement inserts with cooling features |
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 |
US9963975B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Trip strip restagger |
JP2023165485A (ja) * | 2022-05-06 | 2023-11-16 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
NL52254C (de) * | 1952-01-25 | |||
FR1374159A (fr) * | 1962-12-05 | 1964-10-02 | Gen Motors Corp | Pale de turbine |
GB1033759A (en) * | 1965-05-17 | 1966-06-22 | Rolls Royce | Aerofoil-shaped blade |
US3370829A (en) * | 1965-12-20 | 1968-02-27 | Avco Corp | Gas turbine blade construction |
US3628885A (en) * | 1969-10-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Fluid-cooled airfoil |
SU364747A1 (ru) * | 1971-07-08 | 1972-12-28 | Охлаждаемая лопатка турбол1ашины | |
GB1361256A (en) * | 1971-08-25 | 1974-07-24 | Rolls Royce | Gas turbine engine blades |
GB1410014A (en) * | 1971-12-14 | 1975-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade |
US3806275A (en) * | 1972-08-30 | 1974-04-23 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil |
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 |
US4180373A (en) * | 1977-12-28 | 1979-12-25 | United Technologies Corporation | Turbine 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 |
-
1981
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-
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GB2112868B (en) | 1984-09-19 |
FR2519068A1 (fr) | 1983-07-01 |
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