DE3642789A1 - Filmgekuehlte turbinenlauf- oder -leitschaufel fuer ein gasturbinentriebwerk - Google Patents

Filmgekuehlte turbinenlauf- oder -leitschaufel fuer ein gasturbinentriebwerk

Info

Publication number
DE3642789A1
DE3642789A1 DE19863642789 DE3642789A DE3642789A1 DE 3642789 A1 DE3642789 A1 DE 3642789A1 DE 19863642789 DE19863642789 DE 19863642789 DE 3642789 A DE3642789 A DE 3642789A DE 3642789 A1 DE3642789 A1 DE 3642789A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
blade
cooling
pressure
film
holes
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.)
Granted
Application number
DE19863642789
Other languages
English (en)
Other versions
DE3642789C2 (de
Inventor
Leon Richard Anderson
Thomas Alvin Auxier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of DE3642789A1 publication Critical patent/DE3642789A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE3642789C2 publication Critical patent/DE3642789C2/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F01D5/186Film cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke und betrifft insbesondere die Kühlung der Turbine und der Leit­ schaufeln.
Bekanntlich arbeiten die Turbine und ihre zugeordneten Leit­ schaufeln in einer extrem aggressiven Umgebung des Gastur­ binentriebwerks. Weiter steht bekanntlich die Temperatur, bei der die Turbine arbeitet, in direkter Beziehung zu dem Wirkungsgrad des Triebwerks, je höher die Temperatur, um so höher der Wirkungsgrad. In der Gasturbinentechnik wird stän­ dig angestrebt, die Turbine bei höherer Temperatur zu be­ treiben, entweder aufgrund der verwendeten Materialien oder aufgrund der besonderen Kühlung.
Beispielsweise können die Schaufelblätter in den Turbinen solcher Triebwerke Temperaturen in den Arbeitsgasen von bis zu 1371°C (2500°F) ausgesetzt sein. Die Lauf- und die Leit­ schaufeln dieser Triebwerke werden üblicherweise gekühlt, um den Festigkeitsverband und die Lebensdauer des Schaufel­ blatts durch Reduzieren der Größe der Wärmespannungen in dem Schaufelblatt zu bewahren.
Eine ältere Methode der Schaufelblattkühlung ist aus der US-PS 31 71 631 bekannt. Gemäß dieser US-Patentschrift wird Kühlluft in den Hohlraum zwischen der saugseitigen Wand und der druckseitigen Wand des Schaufelblattes ge­ leitet und durch die Verwendung von Umlenksockeln oder Leitblechen zu verschiedenen Stellen in dem Hohlraum um­ geleitet. Die Sockel dienen außerdem als Tragteile zur Verstärkung der Laufschaufel.
Im Laufe der Zeit sind ausgeklügeltere Methoden entwickelt worden, gemäß welchen gewundene Kanäle benutzt werden, wie es beispielsweise aus der US-PS 35 33 712 bekannt ist. Die­ se US-Patentschrift beschreibt die Verwendung von schlan­ genlinienförmigen Kanälen, die sich durch den Hohlraum in der Laufschaufel erstrecken, um eine maßgeschneiderte Küh­ lung für verschiedene Teile des Schaufelblattes zu schaf­ fen. Das Schaufelblattmaterial, das die Kanäle begrenzt, sorgt für die notwendige bauliche Abstützung des Schaufel­ blattes.
Spätere Druckschriften, wie beispielswiese die US-PS 40 73 599, beschreiben die Verwendung von komplizierten Kühlkanälen in Verbindung mit anderen Techniken zum Küh­ len des Schaufelblattes. Beispielsweise wird gemäß dieser US-Patentschrift der Vorderkantenbereich durch Aufprall­ kühlung gekühlt, woran sich das Abgeben der Kühlluft über einen sich in Richtung der Spannweite in dem Vorderkanten­ bereich der Laufschaufel erstreckenden Kanal anschließt. Die in dem Kanal strömende Luft dient außerdem zur Kon­ vektionskühlung des Vorderkantenbereiches, was auch bei dem Kanal gemäß der oben erwähnten US-PS 31 71 631 der Fall ist.
Das Kühlen von Turbinenschaufelblättern unter Verwendung von verwickelten Kühlkanälen, die mehrere Wege oder Züge und Filmkühllöcher allein oder in Verbindung mit Auslöse­ streifen zum Fördern der Kühlung des Vorderkantenbereiches haben, bilden den Gegenstand der neuesten Patentschriften, beispielsweise der US-PS 41 77 010, 41 80 373, 42 24 011 und 42 78 400. Die darin beschriebenen Laufschaufeln wei­ sen typisch große Kühlluftkanäle in Beziehung zur Dicke der Wände in dem Vorderkantenbereich der Laufschaufel auf.
Der innere Hauptwärmeübertragungsmechanismus in den Kanälen von Mehrwege-Laufschaufeln ist die Konvektionskühlung der angrenzenden Wände. Zonen niedriger Geschwindigkeit in der Kühlluft, die den Wänden benachbart ist, welche den Kanal be­ grenzen, reduzieren die Wärmeübertragungskoeffizienten in dem Kanal und können zu einer Überhitzung dieser Teile des Schaufelblatts führen. Die US-PS 41 80 373 beschreibt die Verwendung eines Auslösestreifens in einem Eckbereich ei­ nes Umlenkkanals, der von einer Wand aus in den Kanal vor­ steht, um Stagnation an der Ecke, die durch die Wechsel­ wirkung von benachbarten Wänden gebildet wird, zu verhin­ dern.
Offenbar besteht eine der Überlegungen bei dem Entwurf des Kühlschemas eines modernen filmgekühlten Mehrwege-Schaufel­ blatts darin, sicherzustellen, daß heiße Gase aus dem Gas­ weg innerhalb des Schaufelblatts nicht an einer kritischen Stelle strömen werden, die durch den niedrigsten akzeptablen Wert des Innen/Außen-Druckverhältnisses bestimmt wird.
Beispielsweise wurden bei einer vorhandenen Turbine der ersten Stufe bei den inneren und äußeren Drücken an den Filmkühl­ injektionsstellen große Variationen der Innen/Außen-Druckver­ hältnisse gemessen. Offenbar ist der niedrigste Wert des Innen/Außen-Druckverhältnisses an der Druckfläche in dem fünften Weg (in der besonderen getesteten Konstruktion) vor­ handen, und sämtliche anderen inneren Drücke werden durch die Wahl dieses niedrigsten Wertes festgelegt. Die äußeren Drücke werden durch die Kombination der gewählten Aerodyna­ mik des Strömungsweges und des Schaufelblattes festgelegt. Es kann wenig getan werden, um die Werte des äußeren Druckes zu ändern, ohne den aerodynamischen Wirkungsgrad der Turbine zu beeinträchtigen, insbesondere im Sinne von Stelle-zu- Stelle um die äußere Oberfläche des Schaufelblatts. Dassel­ be gilt für die Werte des inneren Druckes bei der bekannten kanalartigen Schaltungsanordnung.
Aufgabe der Erfindung ist es, die lokale Innendruckregulie­ rung an den Filmkühlinjektionsstellen der Laufschaufeln ei­ nes Gasturbinentriebwerks so einzustellen, daß ein Druckab­ fall an der regulierenden inneren Öffnung (innerhalb der Laufschaufeln) erzeugt wird, um ein gewünschtes Druckver­ hältnis zum Erzielen der bestmöglichen Filmkühlung an der äußeren Oberfläche der Beschaufelung zu schaffen.
Ein Merkmal der Erfindung ist das Vorsehen eines inneren, geschlossenen Längskanals an der inneren Oberfläche der Be­ schaufelung derart, daß der Kanal mit Kühlluft versorgt wird, die den gewünschten Druck hat, indem die Kühlluft zu­ erst durch eine feste Öffnung vorbestimmter Größe und dann durch eine zweite vorbestimmte Öffnung zum Bilden eines Films der Kühl­ luft hindurchgeleitet wird. Das Druckverhältnis kann so ge­ steuert werden, daß die Anzahl der Austrittsöffnungen ver­ größert und die Filmkühlwirksamkeit verbessert wird.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 teilweise in Seitenansicht und teilweise im Längsschnitt eine be­ kannte innengekühlte Fünf-Wege- Turbinenlaufschaufel, die so modi­ fiziert worden ist, daß sie die Er­ findung mit einem einzelnen Kanal aufweist,
Fig. 2 eine Querschnittansicht einer Tur­ binenlaufschaufel nach der Erfin­ dung mit mehreren Kanälen, und
Fig. 3 eine Teilansicht, die den Teil der Oberfläche der Druckseite einer Turbinenlaufschaufel im Schnitt und in Vorderansicht zeigt und die An­ ordnung der Filmkühllöcher veran­ schaulicht, welche in einem Muster angeordnet sind, das die Anzahl der Löcher gegenüber dem Stand der Technik vergrößert.
Die Erfindung wird anhand ihrer bevorzugten Ausführungsform unter Bezugnahme auf eine Turbinenlaufschaufel eines Gastur­ binentriebwerks beschrieben, es gibt aber selbstverständlich andere Verwendungszwecke, beispielsweise bei Leitschaufeln.
Gemäß der Darstellung in Fig. 1 weist die insgesamt mit der Bezugszahl 10 bezeichnete Turbinenlaufschaufel einen Fuß 12, eine Plattform 14 und ein Schaufelblatt 16 auf. Der Betrieb der Turbinenlaufschaufel und die verschiedenen Kühltechniken sind im Stand der Technik beschrieben, weshalb der Einfach­ heit und der Zweckmäßigkeit halber nur derjenige Teil der Laufschaufel und deren Kühltechniken beschrieben werden, die für die Erfindung von Bedeutung sind. Bezüglich weite­ rer Einzelheiten hinsichtlich der Kühltechnik wird auf die oben erwähnten US-Patentschriften, insbesondere auf die o.g. US-PS 44 74 532, und außerdem auf die US-PS 35 27 543 verwiesen. Von der Druckseite her betrachtet ist in dem in­ neren Teil der Laufschaufel ein Kanal 17 durch eine zylin­ drische Wand 18, die sich in der Längsrichtung der Lauf­ schaufel 10 erstreckt, gebildet, beispielsweise durch Gie­ ßen, der gänzlich geschlossen ist. Ein Teil der Wand 18 wird die äußere Oberfläche des Schaufelblatts 16 bilden (was deutlicher in Fig. 2 zu erkennen ist). Gemäß der Dar­ stellung in Fig. 1 steht der Kanal 17 mit einem Weg 19 über mehrere Löcher 20 vorbestimmter Größe in Verbindung. Der Weg 19 ist einer und vorzugsweise der letzte von mehreren Wegen, wie es bei gekühlten Turbinenlaufschaufeln typisch ist, die im oben aufgeführten Stand der Technik erläutert sind.
Der Schnitt durch die Laufschaufel in Sehnenrichtung, der in Fig. 2 dargestellt ist, zeigt besser die Beziehung zwi­ schen den Filmkühllöchern und dem in den Kanälen eingestell­ ten Druck. Es sei beachtet, daß Fig. 2 eine andere Konfigu­ ration als die in Fig. 1 gezeigte darstellt, wobei aber die Prinzipien der Erfindung in beiden Fällen dieselben sind.
Die in Fig. 2 gezeigte Konfiguration ist eine innengekühlte fünfzügige oder Fünf-Wege-Anordnung, die aus Wegen 24, 26, 28, 30 und 32 besteht. Der Einfachheit und der Zweckmäßig­ keit halber wird hier nur der Weg 32 beschrieben, die Er­ findung gilt aber gleichermaßen für sämtliche anderen Wege. Wie mit Bezug auf Fig. 1 beschrieben sind die Kanäle im In­ neren der Laufschaufel durch Gießen hergestellt, und die Kanäle 36 und 38 veranschaulichen zwei der Kanäle. Die Wän­ de 40 und 42 sind an der druckseitigen Oberfläche 44 und der saugseitigen Oberfläche 46 der Laufschaufel 48 gebil­ det, um mit diesen die Kanäle zu begrenzen. Löcher 50 und 52 sind so bemessen, daß sich eine feste Drosselung und so­ mit ein vorbestimmter Druckabfall P 3-P 2 ergibt. Die Größe von Filmkühllöchern 54 und 56, die als Diffusor ausgebildet sein können, ist ebenfalls vorbestimmt.
Durch Vorwählen der Größe der Löcher 50 und 54 sowie 52 und 56 kann der lokale Druck oder können die lokalen Drücke in den Kanälen 36 bzw. 38 so eingestellt werden, daß die wirksame Filmkühlung erfolgt.
Aufgrund der Erfindung ist es durch Plazieren der Löcher 50 in Reihe mit den Löchern 54, was den eingestellten Druck in der Kammer 36 erzeugt, möglich, die Anzahl der Filmkühl­ löcher zu verdoppeln, die erforderlich wäre, um dieselbe Menge an Kühlluftströmung zu liefern, wenn das Innen/Außen- Druckverhältnis P 1/P 3 statt P 2/P 3 wäre.
Fig. 3 macht deutlich, wie die Druckseite der Laufschaufel das Doppelte der Zahl an Filmkühllöchern aufnehmen kann, die ohne Anwendung der Erfindung erzielbar wäre. Wie ange­ geben sind die Reihen von Diffusor-Löchern 54 gestaffelt, im Gegensatz zu dem bekannten Entwurf, bei dem nur eine einzelne Reihe dieselbe Menge an Kühlluftströmung aufneh­ men würde.
Wegen der effektiveren Kühlung bei derselben Kühlluftströ­ mung ergibt die Erfindung darüber hinaus verbesserte Ferti­ gungstechniken. Bei Laufschaufeln, bei denen beträchtliche Mengen an Kühlluft zur Laufschaufelfilmkühlung benutzt wer­ den, wie in dem Falle der moderneren Turbinenkraftanlagen, um die Kühlluftströme auf konkurrenzfähigen Werten zu halten, erfordern diese Entwürfe zahlreiche kleine Löcher. Die heu­ tige Gießtechnik gestattet das Gießen von Löchern mit einem Durchmesser in dem Bereich von 0,5 bis 0,64 mm (0,02 bis 0,025 Zoll). Die modernen Laufschaufelentwürfe erfordern jedoch kleinere Löcher in dem Durchmesserbereich von 0,36 mm (0,014 Zoll). Da diese kleinen Löcher nicht gegossen werden können, müssen sie mit 40% bis 50% zusätzlichen Kosten zu dem Preis der Laufschaufel gebohrt werden. Der Druckregler nach der Erfindung gestattet größere Filmkühllöcher in dem Gießbereich von 0,5 bis 0,76 mm (0,02 bis 0,03 Zoll) ohne Beeinträchtigung der Kühlluftströmungserfordernisse oder der Lebensdauer im Vergleich zu Laufschaufeln gemäß herkömmli­ cher Technologie. Das heißt, die Beschränkung auf Löcher mit einem Durchmesser von 0,36 mm (0,014 Zoll) wird durch eine Beschränkung auf zwei gießbare Löcher mit einem Durchmesser von 0,5 mm (0,02 Zoll) ersetzt. Durch das erfindungsgemäße Gießen der Filmkühllöcher werden die Kosten einer Turbinen­ laufschaufel um 40% bis 50% reduziert, und zwar ohne einen Verlust an Kühl- oder Systemleistung.
Aufgrund der Erfindung ergeben die Werte des eingestellten lokalen inneren Druckes zusätzlich zu den oben erläuterten Vorteilen und ohne Beschränkungen 1) eine verbesserte Lei­ stung durch Reduzieren der Kühlluftströmung für einen be­ sonderen Laufschaufelentwurf, und 2) eine Verlängerung der Lebensdauer der Laufschaufel, und zwar wegen der reduzier­ ten Metalltemperatur, oder ermöglichen statt dessen der Tur­ bine, auf einer höheren Temperatur zu arbeiten, was den ge­ samten Triebwerkswirkungsgrad erhöht.
Der Film der Kühlluft an der äußeren Oberfläche 40, 46 des Schaufelblatts einer Laufschaufel eines Gasturbinentrieb­ werks, die aus dem Inneren der Laufschaufel austritt, nach­ dem sie diese gekühlt hat, wird also gesteuert, indem das Ver­ hältnis des Innendrucks zum Außendruck eingestellt wird, und zwar durch Bilden einer inneren Kammer 36, 38, die sich in Längsrichtung der Laufschaufel erstreckt und feste Öff­ nungen 50, 52 zum Einlassen von Kühlluft hat, welche in ei­ ner vorbestimmten Beziehung zu Austrittsöffnungen 54, 56 stehen, die den Kühlluftfilm bilden. Durch Einstellen die­ des Druckverhältnisses kann der Durchmesser der Austritts­ löcher 54, 56 länger sein als bei bekannten Entwürfen für einen bestimmten Verwendungszweck, so daß sie vorgegossen werden können, statt sie zu bohren, und so angeordnet wer­ den können, daß sich Kühlluftfilme größerer Überdeckung an der äußeren Oberfläche 40, 46 des Schaufelblatts ergeben.

Claims (3)

1. Turbinenlauf- oder -leitschaufel für ein Gasturbinen­ triebwerk, mit einem Schaufelblatt, das Einrichtungen zur Innenkühlung mit Luft enthält, wobei ein geschlossener Ka­ nal (36, 38) in Längsrichtung innerhalb des Schaufelblatts (16) gebildet ist, das eine erste Wand (40) hat, die die druckseitige Oberfläche (44) bildet, und eine zweite Wand (46), die die saugseitige Oberfläche (42) bildet, da­ durch gekennzeichnet, daß der geschlos­ sene Kanal (36, 38) einen Längsteil hat, der sich einen ge­ meinsamen Teil entweder mit der ersten Wand (40) oder mit der zweiten Wand (46) teilt, daß mehrere Löcher (54, 56) in dem gemeinsamen Teil vorgesehen sind zum Abgeben von Luft entweder an die druckseitige Oberfläche (44) oder an die saugseitige Oberfläche (46) zur Bildung eines Kühlluft­ films an der druckseitigen Oberfläche oder an der saugsei­ tigen Oberfläche, und daß wenigstens eine feste Öffnung (50, 52) in dem geschlossenen Kanal (36, 38) vorgesehen ist zum Einlassen von Kühlluft in diesen und so bemessen ist, daß sich ein vorbestimmtes Druckverhältnis zwischen dem Druck innerhalb des Kanals und außerhalb des Schaufel­ blatts (16) ergibt.
2. Schaufel nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch mehrere feste Öffnungen (50, 52) in gegenseitigem Abstand längs des geschlossenen Kanals (36, 38).
3. Schaufel nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der geschlossene Kanal (36, 38) durch eine zylinderför­ mige Wand gebildet ist.
DE3642789A 1985-12-23 1986-12-15 Filmgekühlte Turbinenlauf- oder -leitschaufel für ein Gasturbinentriebwerk Expired - Lifetime DE3642789C2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/812,108 US4770608A (en) 1985-12-23 1985-12-23 Film cooled vanes and turbines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE3642789A1 true DE3642789A1 (de) 1987-06-25
DE3642789C2 DE3642789C2 (de) 1996-04-04

Family

ID=25208528

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE3642789A Expired - Lifetime DE3642789C2 (de) 1985-12-23 1986-12-15 Filmgekühlte Turbinenlauf- oder -leitschaufel für ein Gasturbinentriebwerk

Country Status (9)

Country Link
US (1) US4770608A (de)
JP (1) JP2668207B2 (de)
CN (1) CN1008646B (de)
AU (1) AU596625B2 (de)
CA (1) CA1274776A (de)
DE (1) DE3642789C2 (de)
FR (1) FR2592092B1 (de)
GB (1) GB2184492B (de)
IL (1) IL81065A (de)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4003804A1 (de) * 1988-08-24 1998-01-08 United Technologies Corp Gekühlte Schaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
DE4003803A1 (de) * 1988-08-24 1998-01-08 United Technologies Corp Gekühlte Schaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
EP0899425A2 (de) 1997-09-01 1999-03-03 Asea Brown Boveri AG Turbinenschaufel einer Gasturbine
US6634859B2 (en) 2000-12-22 2003-10-21 Alstom (Switzerland) Ltd Apparatus and process for impingement cooling of a component exposed to heat in a flow power machine

Families Citing this family (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2645742A1 (fr) * 1989-04-12 1990-10-19 Delagrange Laboratoires Application de derives de 2-methoxy 4-(4,5-dihydro 2-imidazolyl (ou 2-oxazolyl) amino) 5-chloro benzamide dans le traitement des troubles de la fonction cognitive
FR2798422B1 (fr) * 1990-01-24 2002-07-26 United Technologies Corp Pales refroidies pour moteur a turbine a gaz
US5383766A (en) * 1990-07-09 1995-01-24 United Technologies Corporation Cooled vane
US5281084A (en) * 1990-07-13 1994-01-25 General Electric Company Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes
FR2678318B1 (fr) * 1991-06-25 1993-09-10 Snecma Aube refroidie de distributeur de turbine.
GB2262314A (en) * 1991-12-10 1993-06-16 Rolls Royce Plc Air cooled gas turbine engine aerofoil.
FR2689176B1 (fr) * 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
US5660524A (en) * 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US5688104A (en) * 1993-11-24 1997-11-18 United Technologies Corporation Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes
US5374162A (en) * 1993-11-30 1994-12-20 United Technologies Corporation Airfoil having coolable leading edge region
US5387085A (en) * 1994-01-07 1995-02-07 General Electric Company Turbine blade composite cooling circuit
JP3137527B2 (ja) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼チップ冷却装置
US5702232A (en) * 1994-12-13 1997-12-30 United Technologies Corporation Cooled airfoils for a gas turbine engine
US5498133A (en) * 1995-06-06 1996-03-12 General Electric Company Pressure regulated film cooling
US5771577A (en) * 1996-05-17 1998-06-30 General Electric Company Method for making a fluid cooled article with protective coating
US5741117A (en) * 1996-10-22 1998-04-21 United Technologies Corporation Method for cooling a gas turbine stator vane
DE59806535D1 (de) * 1997-02-20 2003-01-16 Siemens Ag Turbinenschaufel sowie deren verwendung in einer gasturbinenanlage
JPH10280904A (ja) * 1997-04-01 1998-10-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却動翼
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
US6126396A (en) * 1998-12-09 2000-10-03 General Electric Company AFT flowing serpentine airfoil cooling circuit with side wall impingement cooling chambers
US6206638B1 (en) 1999-02-12 2001-03-27 General Electric Company Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers
JP3794868B2 (ja) * 1999-06-15 2006-07-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
US6168381B1 (en) 1999-06-29 2001-01-02 General Electric Company Airfoil isolated leading edge cooling
US6257831B1 (en) 1999-10-22 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
US6406260B1 (en) 1999-10-22 2002-06-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils
US6283708B1 (en) * 1999-12-03 2001-09-04 United Technologies Corporation Coolable vane or blade for a turbomachine
DE10001109B4 (de) 2000-01-13 2012-01-19 Alstom Technology Ltd. Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
GB2365497A (en) * 2000-08-08 2002-02-20 Rolls Royce Plc Gas turbine aerofoil cooling with pressure attenuation chambers
US6890153B2 (en) * 2003-04-29 2005-05-10 General Electric Company Castellated turbine airfoil
US7097426B2 (en) * 2004-04-08 2006-08-29 General Electric Company Cascade impingement cooled airfoil
FR2872541B1 (fr) * 2004-06-30 2006-11-10 Snecma Moteurs Sa Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore
GB2420156B (en) * 2004-11-16 2007-01-24 Rolls Royce Plc A heat transfer arrangement
US7153096B2 (en) * 2004-12-02 2006-12-26 Siemens Power Generation, Inc. Stacked laminate CMC turbine vane
US7255535B2 (en) * 2004-12-02 2007-08-14 Albrecht Harry A Cooling systems for stacked laminate CMC vane
US7198458B2 (en) 2004-12-02 2007-04-03 Siemens Power Generation, Inc. Fail safe cooling system for turbine vanes
US7416390B2 (en) * 2005-03-29 2008-08-26 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade leading edge cooling system
US7334992B2 (en) * 2005-05-31 2008-02-26 United Technologies Corporation Turbine blade cooling system
FR2894281B1 (fr) * 2005-12-05 2010-08-20 Snecma Aube de turbine a refroidissement et a duree de vie ameliores
US7296973B2 (en) * 2005-12-05 2007-11-20 General Electric Company Parallel serpentine cooled blade
US7597540B1 (en) 2006-10-06 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling holes
US20090293495A1 (en) * 2008-05-29 2009-12-03 General Electric Company Turbine airfoil with metered cooling cavity
GB0810986D0 (en) * 2008-06-17 2008-07-23 Rolls Royce Plc A Cooling arrangement
GB2466791B (en) * 2009-01-07 2011-05-18 Rolls Royce Plc An aerofoil
US20100303610A1 (en) * 2009-05-29 2010-12-02 United Technologies Corporation Cooled gas turbine stator assembly
US8511994B2 (en) * 2009-11-23 2013-08-20 United Technologies Corporation Serpentine cored airfoil with body microcircuits
CN102146844A (zh) * 2010-02-10 2011-08-10 中国科学院工程热物理研究所 航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置
US20120087803A1 (en) * 2010-10-12 2012-04-12 General Electric Company Curved film cooling holes for turbine airfoil and related method
GB201103176D0 (en) * 2011-02-24 2011-04-06 Rolls Royce Plc Endwall component for a turbine stage of a gas turbine engine
US9249673B2 (en) * 2011-12-30 2016-02-02 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
FR2986982B1 (fr) * 2012-02-22 2024-07-05 Snecma Ensemble de noyau de fonderie pour la fabrication d'une aube de turbomachine, procede de fabrication d'une aube et aube associes
WO2013188645A2 (en) 2012-06-13 2013-12-19 General Electric Company Gas turbine engine wall
US9927123B2 (en) 2013-10-24 2018-03-27 United Technologies Corporation Fluid transport system having divided transport tube
US9039371B2 (en) 2013-10-31 2015-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
US9708915B2 (en) 2014-01-30 2017-07-18 General Electric Company Hot gas components with compound angled cooling features and methods of manufacture
US9957814B2 (en) * 2014-09-04 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with film cooling hole with accumulator
EP2998512A1 (de) * 2014-09-17 2016-03-23 United Technologies Corporation Filmgekühlte bauteile und zugehöriges betriebsverfahren
US10502066B2 (en) 2015-05-08 2019-12-10 United Technologies Corporation Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal
US10323524B2 (en) * 2015-05-08 2019-06-18 United Technologies Corporation Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
US10364681B2 (en) * 2015-10-15 2019-07-30 General Electric Company Turbine blade
US10267161B2 (en) 2015-12-07 2019-04-23 General Electric Company Gas turbine engine with fillet film holes
US20170306764A1 (en) * 2016-04-26 2017-10-26 General Electric Company Airfoil for a turbine engine
US10415397B2 (en) * 2016-05-11 2019-09-17 General Electric Company Ceramic matrix composite airfoil cooling
US10605095B2 (en) * 2016-05-11 2020-03-31 General Electric Company Ceramic matrix composite airfoil cooling
US10605090B2 (en) * 2016-05-12 2020-03-31 General Electric Company Intermediate central passage spanning outer walls aft of airfoil leading edge passage
FR3067390B1 (fr) * 2017-04-10 2019-11-29 Safran Aube de turbine presentant une structure amelioree
FR3066551B1 (fr) * 2017-05-17 2021-11-12 Safran Aube mobile d'une turbine comprenant un circuit de refroidissement interne
US10767509B2 (en) * 2017-10-03 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Trip strip and film cooling hole for gas turbine engine component
RU2676837C1 (ru) * 2018-03-07 2019-01-11 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Элемент охлаждения лопатки турбомашины
US10753210B2 (en) * 2018-05-02 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved cooling scheme
DE102018118275A1 (de) * 2018-07-27 2020-01-30 Valeo Siemens Eautomotive Germany Gmbh Rotoranordnung für eine elektrische Maschine, elektrische Maschine für ein Fahrzeug und Fahrzeug
US10822958B2 (en) * 2019-01-16 2020-11-03 General Electric Company Component for a turbine engine with a cooling hole
CN209324436U (zh) * 2019-02-14 2019-08-30 高晟钧 一种航空发动机涡轮叶片
CN109812301A (zh) * 2019-03-06 2019-05-28 上海交通大学 一种具有横向通气孔的涡轮叶片双层壁冷却结构
CN109973154B (zh) * 2019-04-02 2019-12-06 高晟钧 一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片
JP2021146346A (ja) * 2020-03-16 2021-09-27 三菱重工業株式会社 板材の製造方法及び板材

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2447965C1 (de) * 1973-10-13 1979-01-04 Rolls Royce Gekuehlte Hohlschaufel fuer ein Gasturbinenstrahltriebwerk
US4507051A (en) * 1981-11-10 1985-03-26 S.N.E.C.M.A. Gas turbine blade with chamber for circulation of cooling fluid and process for its manufacture

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE432599A (de) * 1938-02-08
US3527543A (en) * 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US3533711A (en) * 1966-02-26 1970-10-13 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbines
US3540811A (en) * 1967-06-26 1970-11-17 Gen Electric Fluid-cooled turbine blade
US3542486A (en) * 1968-09-27 1970-11-24 Gen Electric Film cooling of structural members in gas turbine engines
US3644059A (en) * 1970-06-05 1972-02-22 John K Bryan Cooled airfoil
GB1355558A (en) * 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1381481A (en) * 1971-08-26 1975-01-22 Rolls Royce Aerofoil-shaped blades
GB1400285A (en) * 1972-08-02 1975-07-16 Rolls Royce Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine
US3921271A (en) * 1973-01-02 1975-11-25 Gen Electric Air-cooled turbine blade and method of making same
JPS51143116A (en) * 1975-06-04 1976-12-09 Natl Aerospace Lab Air-cooled turbine blade
US4025226A (en) * 1975-10-03 1977-05-24 United Technologies Corporation Air cooled turbine vane
US4026659A (en) * 1975-10-16 1977-05-31 Avco Corporation Cooled composite vanes for turbine nozzles
US4063851A (en) * 1975-12-22 1977-12-20 United Technologies Corporation Coolable turbine airfoil
GB1565361A (en) * 1976-01-29 1980-04-16 Rolls Royce Blade or vane for a gas turbine engien
US4118146A (en) * 1976-08-11 1978-10-03 United Technologies Corporation Coolable wall
JPS5390509A (en) * 1977-01-20 1978-08-09 Koukuu Uchiyuu Gijiyutsu Kenki Structure of air cooled turbine blade
US4270883A (en) * 1977-04-20 1981-06-02 The Garrett Corporation Laminated airfoil
US4221539A (en) * 1977-04-20 1980-09-09 The Garrett Corporation Laminated airfoil and method for turbomachinery
US4303374A (en) * 1978-12-15 1981-12-01 General Electric Company Film cooled airfoil body
US4312624A (en) * 1980-11-10 1982-01-26 United Technologies Corporation Air cooled hollow vane construction
US4565490A (en) * 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
DE3211139C1 (de) * 1982-03-26 1983-08-11 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Axialturbinenschaufel,insbesondere Axialturbinenlaufschaufel fuer Gasturbinentriebwerke
JPS5918202A (ja) * 1982-07-21 1984-01-30 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンの翼
US4601638A (en) * 1984-12-21 1986-07-22 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling arrangement
JPH104507A (ja) * 1996-06-18 1998-01-06 Matsushita Electric Ind Co Ltd 波形等化装置

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2447965C1 (de) * 1973-10-13 1979-01-04 Rolls Royce Gekuehlte Hohlschaufel fuer ein Gasturbinenstrahltriebwerk
US4507051A (en) * 1981-11-10 1985-03-26 S.N.E.C.M.A. Gas turbine blade with chamber for circulation of cooling fluid and process for its manufacture

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DP 59-18 202 A, in: Pat. Abstr. of J. Sect. M, Vol. 8 (1984), Nr. 297 (M-297) *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4003804A1 (de) * 1988-08-24 1998-01-08 United Technologies Corp Gekühlte Schaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
DE4003803A1 (de) * 1988-08-24 1998-01-08 United Technologies Corp Gekühlte Schaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
DE4003804C2 (de) * 1988-08-24 1999-03-04 United Technologies Corp Filmgekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
DE4003803C2 (de) * 1988-08-24 1999-06-17 United Technologies Corp Gekühlte Schaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
EP0899425A2 (de) 1997-09-01 1999-03-03 Asea Brown Boveri AG Turbinenschaufel einer Gasturbine
US6634859B2 (en) 2000-12-22 2003-10-21 Alstom (Switzerland) Ltd Apparatus and process for impingement cooling of a component exposed to heat in a flow power machine

Also Published As

Publication number Publication date
GB2184492A (en) 1987-06-24
FR2592092A1 (fr) 1987-06-26
US4770608A (en) 1988-09-13
GB2184492B (en) 1990-07-18
JPS62159701A (ja) 1987-07-15
DE3642789C2 (de) 1996-04-04
CN86108861A (zh) 1987-08-05
CN1008646B (zh) 1990-07-04
AU6674486A (en) 1987-06-25
AU596625B2 (en) 1990-05-10
CA1274776A (en) 1990-10-02
IL81065A (en) 1993-04-04
IL81065A0 (en) 1987-03-31
JP2668207B2 (ja) 1997-10-27
GB8629393D0 (en) 1987-01-21
FR2592092B1 (fr) 1993-05-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3642789A1 (de) Filmgekuehlte turbinenlauf- oder -leitschaufel fuer ein gasturbinentriebwerk
DE69723663T2 (de) Wirbelelementkonstruktion für kühlkanäle einer Gasturbinenschaufel
DE69404168T2 (de) Gekühlte turbinenschaufel
DE60038086T2 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen einer Turbinenschaufel
DE60208648T2 (de) Kühlfluidführung für ein Gasturbinenschaufelblatt
DE60025074T2 (de) Methode zur Kühlung einer Wand einer Strömungsmaschinenschaufel
DE60015233T2 (de) Turbinenschaufel mit interner Kühlung
DE69718673T2 (de) Kühlbare schaufelstruktur für eine gasturbine
DE69833538T2 (de) Kühlungskonfiguration für eine Strömungsmaschinenschaufel
DE602005000449T2 (de) Kühlung mit Mikrokanälen für eine Turbinenschaufel
EP1745195B1 (de) Strömungsmaschinenschaufel
DE60221820T2 (de) Prallanordnung für eine konvektive kühlung mit aussenluftzufuhr
DE69828757T2 (de) Kühlung der Anströmkante einer Gasturbinenschaufel
DE102005019652B4 (de) Turbulator auf der Unterseite einer Turbinenschaufelspitzenumleitbiegung
DE19502998B4 (de) Turbinenflügel-Filmkühlvorrichtung mit Sogunterstützung
DE3345263C2 (de) Gekühlte Turbinenschaufel
DE102009003327B4 (de) Turbinenlaufschaufel-Spitzendeckband
DE60122050T2 (de) Turbinenleitschaufel mit Einsatz mit Bereichen zur Prallkühlung und Konvektionskühlung
DE2930949A1 (de) Filmgekuehlte schaufel
DE102011121634A1 (de) Turbinenschaufel
DE102011054880A1 (de) Vorrichtungen, Systeme und Verfahren zur Kühlung der Plattformregion von Turbinenlaufschaufeln
DE2241194A1 (de) Stroemungsmaschinenschaufel mit tragfluegelfoermigem querschnittsprofil und mit einer vielzahl von in schaufellaengsrichtung verlaufenden kuehlkanaelen
DE102005044183A1 (de) Vorrichtung und Verfahren zur Kühlung von Turbinenschaufelplattformen
DE3508976C2 (de) Gekühlte Turbinenleitschaufel
WO2007063088A1 (de) Dampfturbine mit lagerstreben

Legal Events

Date Code Title Description
8110 Request for examination paragraph 44
D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition