DE69420582T2

DE69420582T2 - Kühlung einer schaufel in nähe der staulinie

Info

Publication number: DE69420582T2
Application number: DE69420582T
Authority: DE
Inventors: Dennis Green
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1993-11-30
Filing date: 1994-11-30
Publication date: 2000-05-04
Anticipated expiration: 2014-12-01
Also published as: US5374162A; JP3509865B2; DE69420582D1; EP0731873A1; EP0731873B1; JPH09505865A; WO1995015430A1

Description

Technisches Gebiet

Diese Erfindung bezieht sich auf ein kühlbares Flügelprofil zur Anwendung in einer Hochtemperaturrotationsmaschine und, mehr insbesondere, auf ein Flügelprofil mit einem fluidfilmgekühlten Vorderkantenbereich. Die offenbarten Konzepte sind anzuwenden sowohl bei Turbinenlaufschaufeln, als auch bei Turbinenrotorschaufeln.

Hintergründiger Stand der Technik

Rotationsmaschinen, wie zum Beispiel Gasturbinentriebwerke haben einen Turbinenabschnitt. Der Turbinenabschnitt hat eine Rotorbaugruppe mit einer Rotorscheibe und einer Vielzahl von Rotorschaufeln, die sich von der Scheibe radial nach außen erstrecken. Ein Strömungsweg für heiße Arbeitsmediumgase erstreckt sich axial durch die Rotorbaugruppe und zwischen den Rotorschaufeln der Rotorbaugruppe hindurch. In modernen Gasturbinentriebwerken kann die Temperatur der Arbeitsmediumgase eintausenddreihundertsiebzig Grad Celsius (1370ºC) [zweitausendfünfhundert Grad Fahrenheit (2500ºF)] am Einlaß der Turbine erreichen.
Jede Rotorschaufel in dem vorderen Teil der Turbine hat ein Flügelprofil, das sich von der Rotorbaugruppe radial nach außen und in den Arbeitsmediumströmungsweg erstreckt. Das Flügelprofil ist bestimmt durch eine Vielzahl von Flügelprofilquerschnitten, welche um eine sich in Spannweitenrichtung erstreckende Achse angeordnet sind. Das Flügelprofil befähigt die Rotorschaufel Energie aus den heißen Arbeitsmediumgasen herauszuziehen zum Antrieb der Rotorbaugruppe um eine Rotationsachse. Dementsprechend ist jede Rotorschaufel in den heißen Arbeitsmediumgasen gebadet und nimmt Wärme aus diesen Gasen auf. Das Erhitzen der Rotorschaufel bewirkt thermische Spannungen in dem Flügelprofil die, in Verbindung mit den mechanischen Spannungen infolge der Rotation der Schaufel um die Rotationsachse, die strukturelle Unversehrtheit und die Dauerfestigkeit des Flügelprofils herabsetzen.
Die Rotorschaufeln in dem vorderen Teil der Turbine sind kühlbar um die strukturelle Unversehrtheit und die Dauerfestigkeit des Flügelprofils zu erhalten. Kühlluft wird durch Kanäle im Innern der Rotorschaufel und zu dem Flügelprofil geleitet, um Wärme von dem Flügelprofil abzuleiten. Die Kühlluft wird am stromabwärtigen Ende des Flügelprofils durch Öffnungen und Filmkühllöcher abgegeben, die sich durch die Oberfläche des Flügelprofils an vorbestimmten Stellen an der Flügelprofilfläche erstrecken. Die Kühlluft kühlt die Flügelprofilwand durch Wärmekonvektion beim Strömen der Kühlluft durch die Öffnungen. Diese Kühlluftlöcher, üblicherweise als "Filmkühllöcher" bezeichnet geben das Kühlfluid auch an der Oberfläche des Flügelprofils ab. Die Kühlluft strömt in Form eines Films über einen Teil des Flügelprofils an kritischen Stellen zum Bilden einer Kühlluftschicht, welche verhindert, daß die heißen Arbeitsmediumgase die Oberfläche des Flügelprofils berühren, und demnach die Erhitzung des Flügelprofils an kritischen Stellen herabsetzt.
Ein Beispiel eines Flügelprofils, in welchem Kühlluft durch das Innere des Flügelprofils strömt und an kritischen Stellen nach außen abgegeben wird, ist in der US- Patentschrift 4,474,532, erteilt an Pazder und betitelt "Kühlbares Flügelprofil für eine Rotationsmaschine", beschrieben. Gemäß der Pazder-Patentschrift hat das Flügelprofil eine Vorderkante 34 und eine Hinterkante 36, eine Saugseitenwand 38 und eine Druckseitenwand 42 sind mit dem Vorderkantenbereich und dem Hinterkantenbereich verbunden. In dem Vorderkantenbereich erstrecken sich Kühlluftlöcher von der Innenseite zur Außenseite zum Abgeben von Kühlluft in diesem Bereich des Schaufelprofils.
Ein anderes Beispiel ist beschrieben in der US- Patentschrift 4,753,575 erteilt an Levengood et al., und betitelt "Flügelprofil mit ineinander geschachtelten Kühlkanälen". Gemäß der Levengood-Patentschrift kann der vorderste Teil des Flügelprofils drei (3) oder mehr Kühlluftlöcher aufweisen, wie in den Fig. 2 und 6 dargestellt ist, die dem Querschnitt 2-2 (drei (3) Kühlluftlöcher) in Fig. 1 und dem Querschnitt 6-6 (vier (4) Kühlluftlöcher) in Fig. 5 entsprechen.
In modernen Gasturbinentriebwerken sind die Filmkühllöcher in dem Vorderkantenbereich typisch angeordnet in Bezug auf den vorhergesagten Stagnationspunkt der Luft in dem Gasströmungsweg. Die Stagnationsstelle für jedes Flügelprofil unter einer besonderen Betriebsbedingung ist die Stelle am Flügelprofil, wo die heißen Arbeitsmediumgase auf das Flügelprofil auftreffen und eine minimale Geschwindigkeit (theoretisch null) aufweisen. Arbeitsmediumgase, welche auf das Flügelprofil in Sehnenrichtung auf einer Seite der Stagnationsstelle auftreffen, strömen auf der Saugseite des Flügelprofils zur Hinterkante desselben. Arbeitsmediumgase, die auf das Flügelprofil in Sehnenrichtung auf der anderen Seite der Stagnationsstelle auftreffen, strömen auf der Druckseite des Flügelprofils zur Hinterkante. Eine Linie, die die Reihe der Stagnationsstellen in Spannweitenrichtung verbindet, bildet die aerodynamische Vorderkante des Flügelprofils. Wie zu verstehen ist, ist die aerodynamische Stagnationsstelle eine Funktion des Anströmwinkels der herannahenden Strömung. Der Anströmwinkel ändert für unterschiedliche Betriebsbedingungen des Triebwerkes und verändert die Lage der aerodynamischen Vorderkante. Diese ist verschieden von dem vordersten Teil des Flügelprofils, der üblicherweise als mechanische Stagnationsstelle des Flügelprofils bezeichnet wird. Eine Linie, welche die mechanischen Stagnationsstellen des Flügelprofils verbindet, bildet die mechanische Vorderkante (üblicherweise einfach als "Vorderkante" bezeichnet) des Flügelprofils. Die Lage dieser Vorderkante ändert nicht. Da moderne Flügelprofile Druck- und Temperaturunterschieden in der herannahenden Strömung ausgesetzt sind und da die Flügelprofile eine Vorderkante haben, welche einen kleinen Winkel in Spannweitenrichtung mit einer Radiallinie bildet, neigt die aerodynamische Vorderkante zu einem wellenförmigen Verlauf oder einer S-Form längs der Vorderkante.
Gemäß dem Stand der Technik sind Reihen von Filmkühllöchern in dem Flügelprofil in dem Vorderkantenbereich in einer Weise angeordnet, welche die Linie der sehr störenden aerodynamischen Stagnationsstellen vermeidet. Diese aerodynamische Vorderkante, welche diese Stellen verbindet, liegt vor bei der Betriebsbedingung der Turbine, welche die höchste Temperatur in dem Gasströmungsweg (Start auf Meereshöhe, heißer Tag) hat. Beim Stand der Technik sind die Reihen der Vorderkantenlöcher üblicherweise parallel angeordnet zur Lage dieser aerodynamischen Vorderkante und jede Reihe ist in Sehnenrichtung um einen gleichen Betrag von der aerodynamischen Vorderkante beabstandet. Dies vermeidet, daß sich Filmkühllöcher an einer Stelle befinden, wo der größste Betrag des dynamischen Geschwindigkeitsdruckes in statischen Druck umgewandelt wird. Falls dies auf der Reihe der Filmkühllöcher erfolgen würde, so könnte der hohe statische Druck das Ausströmen der Kühlluft durch das Filmkühlloch verhindern. Ein Beispiel dieses Standes der Technik zeigt die EP-A-0 562 944, auf welche die zweiteilige Form des unabhängigen Anspruches 1 sich stützt. Zwei Reihen von Kühlluftlöchern befinden sich in dem Vorderkantenbereich auf jeder Seite der Mittellinie des Vorderkantenbereiches.
Während der Lebensdauer des Triebwerkes kann sich die Aerodynamik der Turbine verändern wegen einer Neustaffelung der Stator- und Laufschaufeln zur Anpassung an Wachstumsveränderungen des Triebwerkes oder andere aerodynamische Belange. Es ist eine einfache Sache, in solchen Fällen, den Wurzelwinkel der Rotorschaufel in Bezug auf die Achse des Triebwerkes geringfügig zu verändern, um somit den Anströmwinkel des Flügelprofils in Bezug auf die herannahende Strömung zu verändern. Dies kann die aerodynamische Vorderkante in Sehnenrichtung verschieben, so daß sie mit einer Reihe von Filmkühllöchern zusammenfällt und die Strömung der Kühlluft blockiert. Diese Blockierung erfordert eine Neugestaltung des Kühlsystems, um die Kühlluftlöcher von der aerodynamischen Vorderkante weg zu verlagern. Eine wesentlicher Konstruktions- und Bearbeitungsaufwand ist erforderlich, um diese Veränderung vorzunehmen. Die Aufgabe ist noch komplizierter für Flügelprofile mit innerer Aufprallkühlung des Vorderkantenbereiches, da die Bedingungen für die Innenkühlung Einschränkungen auferlegen auf die Lage der Löcher, die sich durch das Flügelprofil erstrecken.
Dementsprechend sind Wissenschaftler und Ingenieure, die unter der Anleitung des Patentinhabers arbeiten, bestrebt, neue Kühlsysteme für den Vorderkantenbereich des Flügelprofils zu schaffen, welche besser in der Lage sind, um sich Änderungen der Lage der aerodynamischen Vorderkante anzupassen, die durch eine aerodynamische Neugestaltung der Turbine oder eine Änderung der Betriebsbedingungen des Triebwerkes bedingt sind.

Offenbarung der Erfindung

Diese Erfindung beruht, zum Teil, auf (1) der Erkenntnis, daß die aerodynamische Vorderkante eines Flügelprofils die mechanische Vorderkante unter Betriebsbedingungen schneiden kann, jedoch nicht mit der mechanischen Vorderkante zusammenfällt, und (2) daß diese Erscheinung ausgenützt werden kann, um den Vorderkantenbereich weniger anfällig auf Verschiebungen der Lage der aerodynamischen Vorderkante zu machen, falls (3) er kombiniert wird mit einem Filmkühllochmuster mit wenigstens drei in Spannweitenrichtung verlaufenden Reihen, die gestaffelt sind mit Bezug aufeinander und einen kritischen Abstand aufweisen in Spannweitenrichtung und in Sehnenrichtung, in Bezug auf den Lochdurchmesser, falls der Lochdurchmesser in einem Bereich von 0,38 bis 0,55 mm [fünfzehn (15) Tausendstel (0,015 Zoll) bis zweiundzwanzig (22) Tausendstel (0,022 Zoll)] liegt.
Gemäß der vorliegenden Erfindung hat eine Gruppe von Filmkühllöcher für einen Vorderkantenbereich eines Flügelprofils mindestens vier gestaffelte Reihen, die in vorbestimmter Weise mit Bezug auf den Durchmesser des Filmkühlloches in Spannweitenrichtung und in Sehnenrichtung voneinander beabstandet sind und parallel verlaufen zur mechanischen Vorderkante des Flügelprofils, damit eine Verlagerung der aerodynamischen Vorderkante nur einen Teil der Löcher blockiert und nur bis zu einem Ausmaß, das die wirksame Kühlung des Flügelprofils nicht stört.
Gemäß der vorliegenden Erfindung entspricht der Lochdurchmesser einem ausgewählten Durchmesser aus dem Bereich von 0,38 bis 0,55 mm [fünfzehn (15) Tausendstel bis zweiundzwanzig (22) Tausendstel (0,015 Zoll bis 0,022 Zoll)]; der Abstand C in Sehnenrichtung liegt in dem Bereich von dreimal (3x) den Durchmesser bis fünfmal (5x) den Durchmesser der Löcher; und der Abstand S in Spannweitenrichtung liegt in einem Bereich von achtmal (8x) den Durchmesser bis zwölfmal (12x) den Durchmesser des Loches.
Gemäß einem vorteilhaften Ausführungsbeispiel hat das Flügelprofil eine Reihe von Kühlluftlöcher auf der Saugseite, welche sich in Spannweitenrichtung erstreckt, wobei die Reihe um ein Maß Cg in Sehnenrichtung beabstandet ist von der hintersten Reihe der Kühlluftlöcher in dem Vorderkantenbereich, und das Maß Cg kleiner oder gleich ist als dreimal den Durchmesser C, gemessen auf der Flügelprofilfläche.
Gemäß einem anderen vorteilhaften Ausführungsbeispiel ist die hinterste Reihe der Kühlluftlöcher in dem Vorderkantenbereich nach vorne beabstandet von der Grenze zwischen dem Vorderkantenbereich und der Saugfläche um ein Maß Cb, welches dem dreifachen Maß C entspricht.
Ein Hauptmerkmal der vorliegenden Erfindung ist ein Flügelprofil mit einem Vorderkantenbereich, der mindestens vier Reihen von Kühlluftlöchern aufweist, wobei drei (3) Reihen parallel sind zu der mechanischen Vorderkante und die vierte Reihe auch parallel zur mechanischen Vorderkante ist oder mit derselben zusammenfällt. Ein anderes Merkmal ist der Abstand zwischen den Löchern in Spannweitenrichtung und in Sehnenrichtung, der zwischen vorbestimmten Maximal- und Minimalwerten liegt, bezogen auf den Durchmesser der Filmkühllöcher. Ein anderes Merkmal ist der Durchmesser des Filmkühlloches, welcher Durchmesser einem ausgewählten Durchmesser entspricht aus dem Bereich von 0,38 bis 0,55 mm [fünfzehn (15) Tausendstel bis zweiundzwanzig (22) Tausendstel (0,015 Zoll ≤ D ≤ 0,022 Zoll)].
In einem besonderen Ausführungsbeispiel ist ein Hauptmerkmal die Lage der aerodynamischen Vorderkante, die so eingestellt ist, daß unter der schwersten Betriebsbedingung des Triebwerkes mindestens zwei Reihen von Filmkühllöchern sich auf der Saugseite der Vorderkante befinden und mindestens eine Reihe der Filmkühllöcher auf der Druckseite der aerodynamischen Vorderkante liegt.
Ein Hauptvorteil der vorliegenden Erfindung ist die thermische Dauerfestigkeit eines Flügelprofilabschnittes, bedingt durch die Herabsetzung der thermischen Spannungen in dem Vorderkantenbereich durch wirksame Kühlung des Vorderkantenbereiches. Ein anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung ist die thermische Dauerfestigkeit, infolge der Fähigkeit benachbarter Kühlluftlöcher ein geeignetes Kühlluftvolumen abzugeben, selbst dann, wenn die aerodynamische Vorderkante eine Reihe von Filmkühllöchern schneidet. Noch ein weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung ist die Flexibilität, um aerodynamische Änderungen an einer Turbine vorzunehmen, infolge der Unempfindlichkeit des Flügelprofilkühlniveaus auf Veränderungen in der Lage der aerodynamischen Vorderkante innerhalb des Musters der Filmkühllöcher.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist eine Seitenansicht einer Rotorbaugruppe, zum Teil in Ansicht und zum Teil im Schnitt.
Fig. 2 ist eine Vorderansicht des Flügelprofils der Rotorschaufel gemäß Fig. 1, welche die Ausrichtung in Spannweitenrichtung der Kühlluftlöcher zeigt.
Fig. 3 ist eine vergrößerte, abgewickelte Ansicht von vorne eines Teiles des Flügelprofils gemäß Fig. 1.
Fig. 4 ist eine vergrößerte Querschnittansicht des Flügelprofils gemäß Fig. 1, längs der Linie 4-4 nach Fig. 1, wobei der hinterste Teil des Flügelprofils weggebrochen ist.
Fig. 5 ist eine schematische Darstellung von vorne des Vorderkantenbereiches des Flügels gemäß Fig. 1, welche den Zusammenhang zwischen den Reihen der Kühlluftlöcher und der aerodynamischen Vorderkante zeigt.
Fig. 6 ist eine graphische Darstellung der korrigierten Metalltemperatur in dem Vorderkantenbereich eines Flügelprofils in Abhängigkeit des Lochdurchmessers für ein vorbestimmtes Lochmuster, Beabstandung und Betriebsbedingung.

Bestes Beispiel zur Durchführung der Erfindung

Fig. 1 ist eine Seitenansicht, zum Teil in Ansieht und zum Teil im Schnitt, einer Rotorbaugruppe 10 für eine Axialströmungsrotationsmaschine, wie zum Beispiel ein Gasturbinentriebwerk. Die Rotorbaugruppe hat eine Rotationsachse Ar. Die Rotorbaugruppe hat eine Rotorscheibe 12 mit einem Randbereich 14. Eine Vielzahl von Rotorschaufeln, wie durch die einzige kühlbare Rotorschaufel 16 dargestellt, ragen nach außen vom Randbereich der Rotorscheibe. Ein Strömungsweg für Arbeitsmediumgase 17 erstreckt sich axial zwischen den Rotorschaufeln hindurch.
Die Rotorschaufel 16 hat ein Flügelprofil 18, eine Plattform 20 und eine Wurzel 22. Eine Vielzahl von Schaufelhalteschlitzen, wie durch den Schaufelhalteschlitz 24 dargestellt, sind in dem Randabschnitt 14 vorgesehen. Jeder Schaufelhalteschlitz ist in Umfangsrichtung beabstandet von dem benachbarten Schaufelhalteschlitz und befähigt die Rotorscheibe zur Aufnahme der Wurzel einer zugehörigen Rotorschaufel.
Eine vordere Seitenplatte 26 und eine hintere Seitenplatte 28 sind axial in Bezug auf die Rotorschaufel 16 angeordnet und halten die Rotorschaufel an der Rotorscheibe zurück. Einrichtungen zum axialen Befestigen der Seitenplatten der Rotorscheibe, wie durch das Niet 30 dargestellt, drücken die vordere Seitenplatte axial stromabwärts gegen die Rotorscheibe, und die hintere Seitenplatte axial stromaufwärts gegen die Rotorscheibe.
Die Rotorschaufel 16 ist durch Kühlluft gekühlt. Eine Kühlluftquelle, wie zum Beispiel ein Kanal oder ein Loch 32 in der Scheibe, liefert Kühlluft zu der Wurzel der Rotorschaufel. Die Rotorschaufel hat einen Kanal (nicht dargestellt) im Innern der Schaufel von der Wurzel 22 zu dem Flügelprofil 18, um Kühlluft zu dem Flügelprofil der Rotorschaufel zu leiten. Das Flügelprofil ist über einen in Spannweitenrichtung verlaufenden Kanal, wie der Kanal 34 in Fig. 4, in Verbindung mit der Schaufelwurzel. Eine Vielzahl von Filmkühllöcher oder Kühlluftlöcher erstrecken sich durch das Flügelprofil zur Außenseite des Flügelprofils, wie durch die Filmkühllöcher 36 und 38a dargestellt, die sich bis zur Oberfläche des Flügelprofils 18 erstrecken.
Die Fläche des Flügelprofils ist bestimmt durch eine mechanische Vorderkante 42 (üblicherweise als Vorderkante bezeichnet) und eine mechanische Hinterkante 44. Die mechanische Vorderkante ist der am weitesten vorne liegende Teil des Flügelprofilabschnittes und befindet sich in einem Vorderkantenbereich 46. Der Vorderkantenbereich hat üblicherweise eine kreisförmige oder elliptische Form, Eine mechanische Saugfläche 48 ist tangential zu dem Vorderkantenbereich und erstreckt sich nach hinten von dem Vorderkantenbereich zu der Hinterkante. Eine mechanische Druckfläche 52 auf der anderen Seite des Flügelprofils ist tangential zu dem Vorderkantenbereich und erstreckt sich nach hinten von dem Vorderkantenbereich zu der Hinterkante auf jener Seite des Flügelprofils.
Die Fig. 2 ist eine Vorderansicht der Rotorschaufel 16 gemäß Fig. 1. Der Vorderkantenbereich 46 hat vier Reihen von Filmkühlluftlöchern, wie durch die Filmkühlluftlöcher 38a, 38b in dem Vorderkantenbereich dargestellt ist. Eine weitere Reihe von Filmkühllöchern 36 befindet sich auf der Saugseite. Diese Löcher werden geläufig als Luftaustrittslöcher bezeichnet. Der Schaufelhalteschlitz 24 ist schräg in Bezug auf die Achse des Triebwerkes. Dementsprechend fällt die Reihe der Löcher 38a im zusammengebauten Zustand zusammen mit der Vorderkante 42 des Flügelprofils. Die in Spannweitenrichtung angeordnete Gruppe der Filmkühllöcher 38 ist beabstandet von der Spitze und der Plattform 20 des Flügelprofils um eine Strecke, die etwa zehn Prozent (10%) der Länge S der Schaufel in Spannweitenrichtung entspricht. Jede der anderen Reihen der Filmkühllöcher 38 in dem Vorderkantenbereich ist auch parallel zu der Reihe der Löcher 38a an der Vorderkante.
Die Fig. 3 ist eine vergrößerte, abgewickelte Ansicht von der Vorderseite eines Teiles des Flügelprofils gemäß Fig. 2, um die relative Lage der Löcher 38a in Bezug aufeinander zu zeigen. Die anderen Reihen der Kühlluftlöcher 38a, 38c, 38d sind auch parallel zur mechanischen Vorderkante und der Reihe der Löcher 38a. Jedes Loch hat einen Durchmesser, der den gleichen Wert D aufweist in einer Richtung senkrecht zu der Achse des Loches. Falls die Löcher durch ein mechanisches Bohrverfahren, zum Beispiel mittels eines kleinen Bohrers hergestellt werden, so sind die Löcher kreisförmig und der Durchmesser ist ausgewählt aus dem Bereich von 0,38 bis 0,55 mm [fünfzehn (15) Tausendstel (0,015 Zoll) bis zweiundzwanzig (22) Tausendstel (0,022 Zoll)]. Bei einem Ausführungsbeispiel ist der Durchmesser D 0,38 mm [fünfzehn (15) Tausendstel]. Wenn das Loch durch einen Laserstrahl gebohrt wird, so ist das Loch geringfügig nach innen verengt. Der Minimaldurchmesser befindet sich an der Schnittstelle des Loches mit der inneren Fläche des Flügelprofils und ist der Durchmesser D.
Der Abstand H dir Löcher in Spannweitenrichtung von Mittelpunkt zu Mittelpunkt liegt in dem Bereich von achtmal (8x) den Durchmesser D bis zwölfmal (12x) den Durchmesser D des Loches, und bei diesem Ausführungsbeispiel beträgt er etwa das Zehnfache (10x) des Durchmessers D des Loches. Wie aus Fig. 3 zu erkennen, ist die Achse des Loches winklig in der Radialrichtung, so daß die Schnittstelle des Loches mit der Oberfläche des Flügelprofils eine elliptische Form aufweist. Die benachbarten Reihen sind in Spannweitenrichtung gestaffelt, damit jedes Loch einer Reihe um die Hälfte des Spannweitenabstandes H beabstandet ist von der Mittellinie des Loches in der benachbarten Reihe der Löcher. Der Abstand in Spannweitenrichtung und die Staffelung ist ausgewählt, um die Herstellung der Löcher zu vereinfachen. Die winklige Anordnung der Löcher ergibt eine Überlappung der Löcher in Axialrichtung. Im Hinblick auf die Arbeitstoleranzen ist ein Abstand erforderlich, damit die Löcher sich nicht gegenseitig schneiden.
Die Fig. 4 ist eine Querschnittansicht eines Teiles des Flügelprofils gemäß Fig. 3 längs der Linie 4-4 nach Fig. 3, um einen Teil des Flügelprofilabschnittes zu zeigen. Die Achse As oder Mittellinie eines jeden Loches schneidet die Fläche in einem Winkel, der senkrecht ist zu einer Linie, die tangential ist zu der Oberfläche an der Schnittstelle des ungebohrten Loches mit der Tangentiallinie, die in der Ebene des Flügelprofilabschnittes liegt. Der Vorderkantenbereich 46 hat eine elliptische oder kreisförmige Fläche. Wie die Fig. 3 und 4 zeigen, liegt der Abstand in Sehnenrichtung zwischen den Reihen der Löcher von Mittellinie zu Mittellinie in einem Bereich von etwa dreimal (3x) den Durchmesser D der Löcher bis fünfmal (5x) den Durchmesser der Löcher. Der Abstand ist ausgewählt aus Festigkeitsgründen, damit das Flügelprofil durch die Filmkühllöcher nicht übermäßig geschwächt wird. Der Abstand C in Sehnenrichtung beträgt bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel drei und ein Drittel mal (3,33x) den Durchmesser des Loches. In diesem besonderen Ausführungsbeispiel ist der Abstand 1,27 mm [fünfzig (50) Tausendstel (0,050 Zoll)] in Sehnenrichtung für die Löcher in dem Vorderkantenbereich und 0,38 mm [fünfzehn (15) Tausendstel (0,0150 Zoll)] in der Spannweitenrichtung. Die Reihe der Löcher 38d ist angeordnet, damit der Mittelpunkt der Löcher an der Grenze des Vorderkantenbereiches auf der mechanischen Druckfläche liegt. Die Reihe der Löcher 38d ist beabstandet von der Grenze des Vorderkantenbereiches und liegt dreimal (3x) bis fünfmal (5x) den Durchmesser D (3D bis 5D) innerhalb des Vorderkantenbereiches. Das hoch 36 auf der Saugfläche ist nach hinten beabstandet von dem Saugflächenloch 38b um ein Maß, das kleiner oder gleich ist zu dem dreifachen (3x) des Abstandes C zwischen den benachbarten Reihen der Löcher in dem Vorderkantenbereich.
Während dem Betrieb der Rotorbaugruppe nach Fig. 1 strömen heiße Arbeitsmediumgase in dem Strömungsweg 17 über das Flügelprofil der Rotorschaufel 16. Diese Gase treiben die Rotorbaugruppe an um die Rotationsachse Ar und verursachen Rotations- und thermische Spannungen in den Rotorschaufeln. Beim Auftreffen der heißen Arbeitsmediumgase auf den Vorderkantenbereich eines jeden Abschnittes des Flügelprofils haben die Gase eine Stagnationsstelle in Bezug auf die Oberfläche des Flügelprofilabschnittes. Die Stagnationsstelle, oder die Stelle wo der maximale Betrag des kinetischen Geschwindigkeitsdruckes in statischen Druck umgewandelt wird, wird in geläufiger Weise als die aerodynamische Vorderkante E des Flügelprofils bezeichnet.
Die Strömung auf einer Seite der aerodynamischen Vorderkante verläuft längs der Fläche des Flügelprofils und anschließend längs der Saugfläche zur Hinterkante des Flügelprofils. Diese Fläche wird geläufig als aerodynamische Saugfläche oder -seite des Flügelprofils bezeichnet und kann einen Teil der mechanischen Druckfläche 52 des Flügelprofils umfassen. Die Strömung auf der anderen Seite der aerodynamischen Vorderkante strömt längs der Fläche des Flügelprofils und anschließend längs der Druckfläche 52 des Flügelprofils zur Hinterkante. Diese Fläche wird geläufig als aerodynamische Druckfläche oder -seite des Flügelprofils bezeichnet.
Ein Beispiel einer typischen aerodynamischen Stagnationsstelle ist in Fig. 4 gezeigt durch den Punkt E in dem Vorderkantenbereich und entspricht der Betriebsbedingung der Rotorbaugruppe bei einem Start auf Meereshöhe (warmer Tag). Andere Betriebsbedingungen können eine Verlagerung der Stagnationsstelle in Sehnenrichtung um einen geringen Betrag in Bezug auf die Stelle E verursachen, jedoch erzeugen solche Betriebsbedingungen nicht das gleiche Ausmaß an thermischer Belastung. Es wird empfohlen, wenigstens zwei Reihen von Filmkühllöchern auf der aerodynamischen Saugseite und wenigstens eine Reihe auf der aerodynamischen Druckseite vorzusehen. Mindestens eine Reihe von Kühllöchern soll sich auf der aerodynamischen Saugseite und eine Reihe von Löchern soll sich auf der aerodynamischen Druckseite befinden.
Die Fig. 5 zeigt den Zusammenhang der aerodynamischen Vorderkante E (die die Linie der aerodynamischen Stagnationsstellen miteinander verbindet) zu der Gruppe der Filmkühllöcher in dem Vorderkantenbereich 46. Die aerodynamische Vorderkante erstreckt sich in Spannweitenrichtung gemäß einer S-förmigen Kurve und schneidet an einer oder mehreren Stellen die parallelen, in Spannweitenrichtung verlaufenden Reihen der Kühlluftlöcher 38a, 38b, 38c, 38d in dem Vorderkantenbereich. Die Größe der Kühlluftlöcher und ihre Beabstandung in Spannweitenrichtung und in Sehnenrichtung gewährleisten einen adäquaten Wärmeübergang durch Konvektion und Filmkühlung des Vorderkantenbereiches, obwohl ein Loch oder mehrere Löcher blockiert sein können, durch die die Kühlluftlochreihen schneidende aerodynamische Vorderkante. Die aerodynamische Vorderkante ist nicht parallel zu irgendeiner Reihe der Filmkühllöcher und blockiert demnach keine wesentliche Anzahl dieser Filmkühllöcher. Dementsprechend kann die aerodynamische Vorderkante in Sehnenrichtung verschoben werden durch eine Neugestaltung oder eine Neuausrichtung des Flügelprofils in weiterentwickelten Ausführungen der Triebwerke, welche eine höhere Leistung aufweisen oder welche überarbeitet worden sind auf Grund von unvorhergesehenen aerodynamischen Problemen.
Die Fig. 6 ist eine graphische Darstellung der Auswirkung des Lochdurchmessers auf die Metalltemperatur am Vorderkantenbereich mit einer Gruppe von Kühlluftlöchern gemäß der Darstellung in den Fig. 1, 2, 3 und 4. Bei dieser besonderen Gruppe ist der Abstand in Spannweitenrichtung zwischen den Kühlluftlöchern 10D und der Abstand in Sehnenrichtung beträgt 3,33 D, während das Loch 38d sich auf der Grenze des Vorderkantenbereiches befindet und das Loch 38b sich um das Dreifache des Durchmessers innerhalb der Grenze des Vorderkantenbereiches befindet. Bei diesem besonderen Ausführungsbeispiel hat der Vorderkantenbereich eine elliptische Form. Aus Fig. 5 ist klar ersichtlich, daß die Metalltemperatur sehr schnell zu steigen beginnt, wenn ein Lochdurchmesser von 0,55 mm [zweiundzwanzig (22) Tausendstel (0,022 Zoll)] überschritten wird. Es wird empfohlen ein Lochdurchmesser von 0,50 mm [zwanzig (20) Tausendstel (0,020 Zoll)] als obere Grenze vorzusehen, da Toleranzen beim Bohrvorgang zu Abweichungen in der Größe des Loches führen können. Eine kleine Zunahme des Durchmessers des Loches kann eine wesentliche Steigerung der Metalltemperatur zur Folge haben. Gebohrte Löcher mittels bekannten Einrichtungen, wie zum Beispiel einem kleinen Bohrer, können ein genau zylindrisches Loch erzeugen. Durch Laserstrahl gebohrte Löcher sind leicht kegelförmig und der Durchmesser D dieser Löcher wird an der minimalen Querschnittsstelle gemessen, welche üblicherweise an der inneren Fläche der Flügelprofilwand vorliegt.
Wie in Fig. 5 gezeigt, der Durchmesser D der Filmkühllöcher in dem Vorderkantenbereich ist ausgewählt, um einen erhöhten Wärmeübergang im Vergleich zu anderen Ausführungen zu erreichen, welche Löcher mit größerem Durchmesser vorsehen. Die benachbarten Reihen der Filmkühllöcher gewährleisten, daß sowohl der konvektive Wärmeübergang und die Filmkühlung angemessen an Stellen des Flügelprofils vorgesehen sind, an welchen die aerodynamische Stagnationsstelle angetroffen werden kann. Falls zum Beispiel die aerodynamische Stagnationsstelle ein Kühlluftloch in einer der Reihen schneidet, so gewährleisten die benachbarten Reihen eine angemessene, wirksame Kühlung durch Wärmeleitung und anschließend Wärmekonvektion zu den benachbarten Reihen und ihre Kühlluftlöcher. In den Ausführungen, wo die Reihen gestaffelt sind, bewirken die benachbarten Löcher Filmkühlung in unmittelbarer Nähe des blockierten Loches. Dementsprechend kann das Flügelprofil angemessen arbeiten in der hochbeanspruchten Umgebung eines Gasturbinentriebwerkes, sogar nach einer Neugestaltung und wenn die aerodynamische Stagnationsstelle sich verlagert.

Claims

1. Kühlbares Flügelprofil für eine Rotorbaugruppe in einer Rotationsmaschine mit einer Rotationsachse Ar, wobei das Flügelprofil (18) eine Spannweiten- und eine Sehnenrichtung aufweist, einen Vorderkantenbereich (46), eine mechanische Vorderkante (42) und eine aerodynamische Vorderkante (E) in dem Vorderkantenbereich (46), eine Hinterkante (44), eine mechanische Saugfläche (48), die sich von dem Vorderkantenbereich (46) zu der Hinterkante (44) erstreckt und eine mechanische Druckfläche (52), die sich von dem Vorderkantenbereich (46) zu der Hinterkante (44) erstreckt und mit einem Durchlaß (34) für Kühlluft, der sich in Spannweitenrichtung im Innern des Flügelprofils (18) erstreckt, mit:

mindestens vier parallelen Reihen von Kühlluftlöchern (38a, b, c, d) in dem Vorderkantenbereich (46), wobei zumindest drei dieser Reihen sich in Spannweitenrichtung parallel zu der mechanischen Vorderkante (42) erstrecken,

wobei jedes Kühlluftloch (38a, b, c, d) eine Symmetrieachse As und einen minimalen Durchmesser D senkrecht zu dieser Achse hat, wobei die Achsen As der Löcher Bezugspunkte bilden, zum Messen von Abständen in Sehnenrichtung auf der Flügelprofiloberfläche zwischen den Reihen und Abständen in Spannweitenrichtung zwischen den Löchern,

wobei jedes Kühlluftloch (38a, b, c, d) in jeder Reihe in Spannweitenrichtung um einen Abstand H auf der Flügelprofilfläche von der Achse As des benachbarten Loches in der Reihe beabstandet ist, und in Spannweitenrichtung um einen Abstand von dem hoch in der benachbarten Reihe beabstandet ist, damit die Löcher der benachbarten Reihen in Spannweitenrichtung gegeneinander versetzt angeordnet sind, und

wobei jede Reihe von Kühlluftlöchern (38a, b, c, d) in Sehnenrichtung um einen Abstand C auf der Flügelprofilfläche von der benachbarten Reihe von Löchern beabstandet ist,

wobei in dem eingebauten Zustand des Flügelprofils, während Betriebsbedingungen der Rotorbaugruppe, die aerodynamische Vorderkante (E) für einen bestimmten Betriebszustand der Rotorbaugruppe nicht parallel ist zu der mechanischen Vorderkante (42) und die aerodynamische Vorderkante (E) das Flügelprofil aufteilt in eine aerodynamische Saugseite und eine aerodynamische Druckseite, die sich beide nach hinten erstrecken, von der aerodynamischen Vorderkante (E) zu der Hinterkante (44),

dadurch gekennzeichnet, daß

der minimale Durchmesser D eines jeden Kühlluftloches (38a, b, c, d) gleich ist zu einem Durchmesser, der in dem Bereich liegt von 0,38 bis zu 0,55 mm [fünfzehn (15) Tausendstel bis zu zweiundzwanzig (22) Tausendstel, (15 Tausendstel ≤ D ≤ 22 Tausendstel)],

der Abstand H zwischen den Kühlluftlöchern (38a, b, c, d) in jeder Reihe gleich ist zu einem Abstand, der in dem Bereich liegt von achtmal (8x) den Durchmesser D bis zu zwölfmal (12x) den Durchmesser D (8D ≤ H ≤ 12 D),

der Abstand C in Sehnenrichtung zwischen den Reihen der Kühlluftlöcher (38a, b, c, d) gleich ist zu einem Abstand, der in einem Bereich liegt von dreimal (3x) den Durchmesser D bis zu fünfmal (5x) den Durchmesser D (3D ≤ C ≤ 5D), gemessen auf der Oberfläche des Flügelprofils,

wobei die Reihen von Kühlluftlöchern (38a, b, c, d) in bezug auf die aerodynamische Vorderkante (E) angeordnet sind, damit mindestens eine Reihe der Kühlluftlöcher (38a, b, c, d), die parallel zur mechanischen Vorderkante (42) in dem Vorderkantenbereich (46) ist sich auf der aerodynamischen Saugseite befindet und zumindest eine Reihe von Kühlluftlöchern, die parallel zu der mechanischen Vorderkante (42) ist sich auf der aerodynamischen Druckseite der aerodynamischen Vorderkante (E) befindet, gemessen in Sehnenrichtung des Flügelprofils.

2. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 1, wobei der Vorderkantenbereich (46) eine elliptische Form aufweist.

3. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 1, wobei der Vorderkantenbereich (46) eine kreisförmige Form aufweist.

4. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 1, wobei der minimale Durchmesser D eines jeden Loches (38a, b, c, d) einem Wert von 0,50 mm [zwanzig (20) Tausendstel] entspricht.

5. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 4, wobei jedes Loch (38a, b, c, d) nach innen verjüngt ist, in Richtung zum Innern des Flügelprofils (18) und der minimale Durchmesser eines jeden Loches in der Nähe des Kühlluftdurchlasses (34) vorliegt.

6. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 4, wobei jedes Loch (38a, b, c, d) zylindrisch ist und einen konstanten Durchmesser um die Achse As aufweist.

7. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 4, wobei eine der Reihen von Kühlluftlöchern (38a, b, c, d) mit der mechanischen Vorderkante (42) zusammenfällt.

8. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 7, wobei das Flügelprofil (18) eine Reihe von Kühlluftlöchern (36) auf der Saugfläche (48) aufweist, welche sich in Spannweitenrichtung erstreckt, wobei diese Reihe in Sehnenrichtung beabstandet ist um einen Abstand Cg von der hintersten Reihe von Kühlluftlöcher (38b) in dem Vorderkantenbereich (46), und der Abstand Cg kleiner oder gleich ist zu dem Dreifachen (3x) des Durchmessers C, gemessen auf der Oberfläche des Flügelprofils.

9. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 1, wobei der Abstand H in Spannweitenrichtung zwischen den Kühllöchern (38a, b, c, d) in jeder Reihe gleich ist zu dem Zehnfachen (10x) des Durchmessers D (H = 10D) und die Löcher in jeder Reihe in Spannweitenrichtung beabstandet sind von den Löchern in der benachbarten Reihe um ein Maß entsprechend der Hälfte des Abstandes H.

10. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 1, wobei der Abstand C in Sehnenrichtung zwischen den Reihen gleich ist zu drei und ein Drittel mal dem Durchmesser D (C = 3,33 D), gemessen auf der Oberfläche des Flügelprofils.

11. Kühlbares Flügelprofil nach Anspruch 1, wobei die hinterste Reihe von Kühlluftlöchern (38b) in dem Vorderkantenbereich (42) nach vorne beabstandet ist von der Grenze des Vorderkantenbereiches (42) mit der Saugfläche (48) um einen Abstand Cb, der dem Dreifachen (3x) des Abstandes C entspricht.