EP0034961A1 - Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies - Google Patents

Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies Download PDF

Info

Publication number
EP0034961A1
EP0034961A1 EP19810400179 EP81400179A EP0034961A1 EP 0034961 A1 EP0034961 A1 EP 0034961A1 EP 19810400179 EP19810400179 EP 19810400179 EP 81400179 A EP81400179 A EP 81400179A EP 0034961 A1 EP0034961 A1 EP 0034961A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
trailing edge
improvement
turbine blades
cavity
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
EP19810400179
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0034961B1 (fr
Inventor
Michel Léonard Cuvillier
Thierry Marie Charles Schindler
Jacques Philippe Henri Tirole
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
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 Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of EP0034961A1 publication Critical patent/EP0034961A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0034961B1 publication Critical patent/EP0034961B1/fr
Expired legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/126—Baffles or ribs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Definitions

  • the present invention relates to an improvement to the blades of cooled turbines.
  • the improved blade according to the invention which makes it possible to meet these criteria, comprises two cavities supplied by a flow of cooling fluid including an upstream cavity and a downstream cavity divided into two zones of radial and "tangential" flow towards the trailing edge (that is to say, substantially parallel to the trailing edge of the profile).
  • the upstream cavity has flow deflecting members and the downstream cavity comprises, in the central zone for the radial flow of the fluid, bridges of large section, while in the zone of flow trailing edge "tangential", said downstream cavity comprises bridges of smaller cross section supplemented by deflector members guiding the radial flow, tangentially towards the orifices of the trailing edge.
  • This turbine blade according to the invention has a simple and efficient cooling circuit and is remarkable for its ease of manufacture and the distribution of the heat exchanger members.
  • This blade is very easy to make, because it allows the use of a core with two cavities.
  • this blade has a high permeability, as well as the absence of. baffles. Furthermore, by modifying the entry conditions (section of the diaphragms in particular), the exit conditions (apertures at the top, section and location of the emission zones) and by varying the size and spacing of the bridges, it is possible to control the local cooling of each portion of the blade, therefore avoid temperature heterogeneities in the metal of the blade.
  • the good general cooling conditions and this absence of hot spots mean that this blade can be adapted to the temperature conditions of the hot gases which can be much more severe than those of the blades of the prior art.
  • FIGs 1 and 2 there is shown an embodiment of a turbine blade according to the invention which is cast in refractory metal and which comprises an upstream cavity 1 with radial flow and a downstream cavity 2 separated into two zones, one at radial flow and a tangential flow towards the trailing edge 3.
  • the upstream cavity 1 is delimited by a leading edge 4 and by a partition 5 and it is crossed by an air flow which moves according to the arrows F, by entering through an opening 6 formed in the foot 7 of the blade which has a platform 23, said flow being evacuated in part by holes 8 drilled in the leading edge and in part by an orifice 9 formed in hat 10 of dawn.
  • the hat 10 of the dawn is brought back or came from foundry with the dawn.
  • the holes 8 of the leading edge are drilled either on the upper surface at 8a, or on the lower surface at 8b, and either at the end of the leading edge at 8c if the available cooling air pressure is sufficient .
  • the internal face of the leading edge 4 over the upper 2/3 of its height is provided with fins 11 promoting heat exchanges made up of small parallel ribs, extending in an axial plane. These ribs 11 may have the same height or different heights. It may also be advantageous to vary their spacing along the cavity.
  • the downstream cavity 2, delimited by the internal partition 5 and by the trailing edge 3, is divided into two zones including a central zone comprising bridges 12 of large section and a trailing edge zone comprising bridges 13 of small section arranged in staggered rows and deflector elements 14, these divert part of the radial flow from the cavity 2 towards the orifices 15 of the trailing edge 3. This part of the flow is thus deflected to pass from the substantially radial direction to the direction according to the arrows F2.
  • the air flow which enters the cavity 2 through the orifice 16 located at the foot of the blade, along the arrow F1 is divided into a radial flow moving in 1a central area comprising the bridges 12 and / a tangential flow moving in the area of the trailing edge comprising the bridges 13 of smaller section.
  • the radial air flow is evacuated through the orifice 17 provided in the cap 10 of the blade, while the tangential air flow is evacuated through the orifices 15 of the trailing edge which open either on the lower surface of the edge of leakage, either on the edge of the latter as shown in Figure 2.
  • the size and spacing of the bridges 12 of the first zone limit the pressure drops and prevent the entry of hot gases through the opening 17 of the cap 10.
  • FIGS 3, 4 and 5 there is shown the cap 1 0 of the blade which has flanges 18 defining with the upper face of the blade a groove 19 in which is engaged by sliding a plate 20 provided with calibrated orifices 21, 22.
  • the plate 20, after positioning in the groove 19, can be fixed for example by soldering (shown in bold lines in Figure 4).
  • the diameter of the orifices 21, 22 can be optimized at will. Optimization of the diameter of the orifices 21 and 22, which are dusting holes, will be carried out by successive approaches during the tests, by changing the insert 20.
  • A As an example, in a cooled blade where the cooling holes drilled in the leading edge and the trailing edge would have a diameter of 0.5 mm, it was found that a diameter of 1 mm was suitable for the orifices 21 and 22. It is even possible to completely seal the orifices 21 and 22 of the upstream 1 or downstream 2 cavities, or both, which makes it possible to increase the pressures in the cavities and to increase the flow rate near the leading edge or towards the trailing edge.

Landscapes

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

Abstract

Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies, comportant deux cavités alimentées par un débit de fluide, dont une cavité amont à écoulement radial et une cavité aval divisée en deux zones d'écoulement radial et tangentiel vers le bord de fuite. La cavité amont (1) présente des organes déflecteurs (11) d'écoulement et la cavité aval (2) comporte, dans la zone centrale pour l'écoulement radial du fluide, des pontets (12) de grande section, alors que dans la zone de bord de fuite (3) à écoulement tangentiel ladite cavité aval comporte des pontets (13) de plus faible section complétés par des organes déflecteurs (14) guidant l'écoulement radial, tangentiellement vers les orifices du bord defuite (3). L'invention est utilisée pour le refroidissement des aubes de turbines de turbomachines.

Description

  • La présente invention a pour objet un perfectionnement aux aubes de turbines refroidies.
  • Il est connu de procéder au refroidissement des aubes en prévoyant une structure comportant des canaux de circulation d'air dans lesquels l'admission de l'air s'effectue par la base et l'évacuation par le sommet de l'aube et par les bords d'attaque et de fuite.
  • Toutefois, lors de l'utilisation de ces aubes dans des turbines fonctionnant dans des conditions extrêmement sévères où les gaz présentent des températures très élevées, il est très important d'utiliser une aube présentant une grande perméabilité, d'où de faibles pertes de charges et permettant cependant un refroidissement efficace.
  • L'aube perfectionnée suivant l'invention, qui permet de répondre à ces critères, comporte deux cavités alimentées par un débit de fluide de refroidissement dont une cavité amont et une cavité aval divisée en deux zones d'écoulement radial et "tangentiel" vers le bord de fuite (c'est-à-dire, sensiblement parallèle au bord de fuite du profil).
  • Conformément à la présente invention la cavité amont présente des organes déflecteurs d'écoulement et la cavité aval comporte, dans la zone centrale pour l'écoulement radial du fluide, des pontets de grande section, alors que dans la zone de bord de fuite à écoulement "tangentiel", ladite cavité aval comporte des pontets de plus faible section complétés par des organes déflecteurs guidant l'écoulement radial, tangentiellement vers les orifices du bord de fuite.
  • Cette aube de turbine suivant l'invention présente un circuit de refroidissement simple et efficace et est remarquable par sa facilité de fabrication et par la répartition des organes échangeurs de chaleur. Cette aube est d'une réalisation très aisée, car elle permet l'utilisation d'un noyau à deux cavités.
  • En ce qui concerne la circulation du fluide, cette aube présente une grande perméabilité, ainsi que l'absence de. chicanes. Par ailleurs, en modifiant les conditions d'entrée (section des diaphragmes notamment), les conditions de sortie (orifices au sommet, section et emplacement des zones d'émission) et en jouant sur la taille et l'espacement des pontets, on peut contrôler le refroidissement local de chaque portion d'aube, donc éviter les hétérogénéités de température dans le métal même de l'aube. Les bonnes conditions de refroidissement général et cette absence de points chauds font que cette aube peut être adaptée à des conditions de tempéràture des gaz chauds qui peuvent être beaucoup plus sévères que celles des aubes de l'art antérieur.
  • D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation et en se référant aux dessins annexés, sur lesquels
    • - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une aube de turbine perfectionnée suivant l'invention ;
    • - la figure 2 est une vue en coupe transversale d'une aube suivant la ligne II-II de la figure 1, les pontets étant, s'il y a lieu, ramenés dans le plan de la coupe ;
    • - la figure 3 est une vue en coupe longitudinale de la partie supérieure de l'aube munie d'une plaquette à orifices ;
    • - la figure 4 est une vue en coupe transversale à plus grande échelle de la partie supérieure de l'aube et de la plaquette à orifices ; et
    • - la figure 5 est une vue en plan de la partie supérieure de l'aube munie d'une plaquette à orifices.
  • Aux figures 1 et 2 on a représenté un mode de réalisation d'une aube de turbine suivant l'invention qui est coulée en métal réfractaire et qui comprend une cavité amont 1 à écoulement radial et une cavité aval 2 séparée en deux zones dont une à écoulement radial et une à écoulement tangentiel vers le bord de fuite 3. La cavité amont 1 est délimitée par un bord d'attaque 4 et par une cloison 5 et elle est traversée par un flux d'air qui se déplace suivant les flèches F, en pénétrant par -une ouverture 6 ménagée dans le pied 7 de l'aube qui présente uen plate-formesLne 23, ledit flux étant évacué en partie par des trous 8 percés dans le bord d'attaque et en partie par un orifice 9 ménagé dans le chapeau 10 de l'aube.
  • Le chapeau 10 de l'aube est rapporté ou venu de fonderie avec l'aube. Les trous 8 du bord d'attaque sont percés soit sur la partie extrados en 8a, soit sur la partie intrados en 8b, et soit à l'extrémité du bord d'attaque en 8c si la pression d'air de refroidissement disponible est suffisante.
  • La face interne du bord d'attaque 4 sur les 2/3 supérieurs de sa hauteur est munie d'ailettes 11 favorisant les échanges calorifiques constitués de petites nervures parallèles, s'étendant dans un plan axial. Ces nervures 11 peuvent présenter la même hauteur ou des hauteurs différentes. Il peut être avantageux d'autre part de faire varier leur espacement le long de la cavité.
  • La cavité aval 2, délimitée par la cloison interne 5 et par le bord de fuite 3, est divisée en deux zones dont une zone centrale comportant des pontets 12 de grande section et une zone de bord de fuite comportant des .pontets 13 de faible section disposés en quinconce et desorganes déflecteurs 14, ceux-ci détournent une partie de l'écoulement radial de la cavité 2 vers les orifices 15 du bord de fuite 3. Cette partie de l'écoulement est ainsi défléchie pour passer de la direction sensiblement radiale à la direction selon les flèches F2.
  • De cette façon le flux d'air qui pénètre-dans la cavité 2 par l'orifice 16 situé au pied de l'aube, suivant la flèche F1, se divise en un flux radial se déplaçant dans en 1a zone centrale comportant les pontets 12 et/un flux tangentiel se déplaçant dans la zone du bord de fuite comportant les pontets 13 de plus faible section. Le flux d'air radial est évacué par 1'orifice 17 prévu dans le chapeau 10 de l'aube, alors que le flux d'air tangentiel est évacué par les orifices 15 du bord de fuite qui débouchent soit sur l'intrados du bord de fuite, soit sur l'arête de ce dernier ainsi que l'indique la figure 2.
  • La taille et l'espacement des pontets 12 de la première zone limitent les pertes de charge et évitent l'entrée de gaz chauds par l'ouverture 17 du chapeau 10.
  • Aux figures 3, 4 et 5, on a représenté le chapeau 10 de l'aube qui comporte des rebords 18 délimitant avec la face supérieure de l'aube une rainure 19 dans laquelle est engagée par coulissement une plaquette 20 munie d'orifices calibrés 21, 22.
  • La plaquette 20, après positionnement dans la rainure 19, peut être fixée par exemple par brasure (représentée en traits gras sur la figure 4).
  • Ainsi, on peut optimiser à volonté le diamètre des orifices 21, 22 L'optimisation du diamètre des orifices 21 et 22, qui sont des trous de dépoussiérage, s'effectuera par approches successives au cours des essais, en changeant la plaquette 20. A titre d'exemple, dans une aube refroidie où les trous de refroidissement percés dans le bord d'attaque et le bord de fuite auraient un diamètre de 0,5 mm, on a trouvé qu'un diamètre de 1 mm convenait pour les orifices 21 et 22. On peut même obturer totalement les orifices 21 et 22 des cavités amont 1 ou aval 2, ou les deux, ce qui permet d'accroître les pressions dans les cavités et d'augmenter le débit près du bord d'attaque ou vers le bord de fuite.
  • Bien entendu la description n'est pas limitative et l'homme de l'art pourra y apporter des modifications sans sortir pour cela du domaine de l'invention.

Claims (11)

1. Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies, comportant deux cavités alimentées par un débit de fluide de refroidissement dont une cavité amont à écoulement radial et une cavité aval divisée en deux zones d'écoulement radial et tangentiel vers le bord de fuite, caractérisé en ce que la cavité amont (1) présente des ailettes (11) favorisant les échanges thermiques et la cavité aval (2) comporte, dans la zone centrale pour l'écoulement radial du fluide, des pontets (12) de grande section, alors que dans la zone de bord de fuite (3) à écoulement tangentiel vers le bord de fuite, ladite cavité aval comporte des pontets (13) de plus faible section complétés par des organes déflecteurs (14) guidant l'écoulement radial, tangentiellement vers les orifices du bord de fuite (3).
2. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la.revendication 1, caractérisé en ce que la cavité amont (1) délimitée par le bord d'attaque (4) et par une cloison interne (5) est traversée par un flux d'air pénétrant par une ouverture (6) ménagée dans le pied (7) de l'aube et étant évacué, en partie par des trous (8) percés dans le bord d'attaque (4) et en partie par un orifice (9) ménagé dans le chapeau (10) de l'aube.
3. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 2, caractérisé en ce que les trous (8) du bord d'attaque de l'aube sont percés sélectivement sur la partie extrados (Ba), sur la partie intrados (8b) et sur la partie d'extrémité (8c).
4. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant les revendications 1 et 2, caractérisé en ce'que sur au moins une partie de la hauteur de la face interne du bord d'attaque (4) sont disposées des ailettes (11) favorisant les échanges thermiques constitués de petites nervures parallèles, s'étendant dans un plan axial.
5. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 4, caractérisé en ce que les nervures (11) présentent la même hauteur.
6. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 4, caractérisé en ce que les nervures (11) présentent des hauteurs différentes.
7. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 1, caractérisé en ce que,la cavité aval (2), délimitée par une cloison interne (5) la séparant de la cavité amont (1) et par le bord de fuite (3), est traversée par un flux d'air pénétrant par une ouverture (16) ménagée dans le pied de l'aube et étant évacué en partie par un orifice (17) ménagé dans le chapeau (10) de l'aube et en partie par des orifices (15) prévus dans le bord de fuite (3).
8. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant larevendi- cation 6, caractérisé en ce que les orifices (15) du bord de fuite débouchent, soit par l'intrados, soit sur l'arête du bord de fuite.
9. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant l'une quelconque des revendications 1, 2 et 7, caractérisé en ce que sur le chapeau (10) de l'aube est montée une plaquette (20) comportant des orifices calibrés (21, 22) qui sont disposés en regard de.l'orifice de sortie des cavités aval (1) et amont (2) de l'aube.
10. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 9, caractérisé en ce que le chapeau de l'aube est muni de rebords (18) délimitant avec la face supérieure de l'aube une rainure (19) dans laquelle est engagée et fixée après positionnement la plaquette (20)perforée.
11. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 9, caractérisé en ce que la plaquette (20) montée sur le chapeau (10) de l'aube obture totalement les orifices de sortie (9, 17) des cavités amont (1) ou aval (2).
EP19810400179 1980-02-19 1981-02-05 Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies Expired EP0034961B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8003552A FR2476207A1 (fr) 1980-02-19 1980-02-19 Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
FR8003552 1980-02-19

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0034961A1 true EP0034961A1 (fr) 1981-09-02
EP0034961B1 EP0034961B1 (fr) 1984-10-03

Family

ID=9238706

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP19810400179 Expired EP0034961B1 (fr) 1980-02-19 1981-02-05 Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP0034961B1 (fr)
JP (1) JPS56159507A (fr)
DE (1) DE3166389D1 (fr)
FR (1) FR2476207A1 (fr)

Cited By (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3248163A1 (de) * 1981-12-28 1983-07-07 United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. Kuehlbare schaufel
EP0140257A1 (fr) * 1983-10-28 1985-05-08 Westinghouse Electric Corporation Adaptation pour le refroidissement d'un bord de fuite d'une aube de distributeur
GB2152150A (en) * 1983-12-27 1985-07-31 Gen Electric Anti-icing inlet guide vane
FR2573130A1 (fr) * 1984-11-13 1986-05-16 United Technologies Corp Joint d'etancheite refroidissable pour un moteur a turbine a gaz.
US4786233A (en) * 1986-01-20 1988-11-22 Hitachi, Ltd. Gas turbine cooled blade
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
EP0381955A1 (fr) * 1989-02-06 1990-08-16 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz avec des aubes refroidies par air
WO1996013652A1 (fr) * 1994-10-31 1996-05-09 Westinghouse Electric Corporation Aube de turbine a gaz a refroidissement renforce
US5601399A (en) * 1996-05-08 1997-02-11 Alliedsignal Inc. Internally cooled gas turbine vane
EP0768448A1 (fr) * 1995-10-10 1997-04-16 United Technologies Electro Systems, Inc. Aubes statoriques réfrigerées pour turbines
EP0785339A1 (fr) 1996-01-04 1997-07-23 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Aube refrigerée de distributeur de turbine
US5772397A (en) * 1996-05-08 1998-06-30 Alliedsignal Inc. Gas turbine airfoil with aft internal cooling
EP0835985A3 (fr) * 1996-09-26 1999-11-03 General Electric Company Configuration de cavité de refroidissement pour les arêtes en aval d'aubes de turbomachines
GB2345942A (en) * 1998-12-24 2000-07-26 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade cooling air system
FR2798421A1 (fr) * 1990-01-24 2001-03-16 United Technologies Corp Pales refroidies pour moteurs a turbine a gaz
FR2798423A1 (fr) * 1990-01-24 2001-03-16 United Technologies Corp Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz
WO2001031171A1 (fr) * 1999-10-22 2001-05-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Structure de profil coule avec ouvertures ne necessitant pas de colmatage
WO2001098634A1 (fr) * 2000-06-21 2001-12-27 Siemens Aktiengesellschaft Configuration d'une aube de turbine pouvant etre refroidie
US6406260B1 (en) 1999-10-22 2002-06-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils
EP1340884A2 (fr) * 2002-02-28 2003-09-03 General Electric Company Méthode et dispositif de refroidissement d'aubes statoriques de turbine à gaz
EP1288436A3 (fr) * 2001-08-30 2004-04-21 General Electric Company Aube de turbine
EP1437483A1 (fr) * 2003-01-13 2004-07-14 United Technologies Corporation Refroidissement du bord de fuite d'une aube de turbine
GB2405451A (en) * 2003-08-23 2005-03-02 Rolls Royce Plc A vane assembly for a gas turbine engine
WO2006025847A2 (fr) * 2004-01-09 2006-03-09 United Technologies Corporation Reseau d'elements en forme de goutte de bord de fuite en eventail
GB2441148A (en) * 2006-08-23 2008-02-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component with coolant passages
US7520723B2 (en) 2006-07-07 2009-04-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers
EP2063071A1 (fr) * 2007-11-26 2009-05-27 Snecma Aube de turbomachine
FR2924156A1 (fr) * 2007-11-26 2009-05-29 Snecma Sa Aube de turbomachine
US7934906B2 (en) 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
FR2954798A1 (fr) * 2009-12-31 2011-07-01 Snecma Aube a ventilation interieure
US20140064983A1 (en) * 2012-08-31 2014-03-06 General Electric Company Airfoil and method for manufacturing an airfoil
EP2832956A1 (fr) * 2013-07-29 2015-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine avec corps de refroidissement en forme de profil aérodynamique
EP2565382A3 (fr) * 2011-08-30 2015-04-22 General Electric Company Profil d'aube avec agencement de broches de refroidissement
WO2015147672A1 (fr) * 2014-03-27 2015-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Pale de turbine à gaz et procédé de refroidissement de la pale
CN107304683A (zh) * 2016-04-25 2017-10-31 通用电气公司 具有可变槽分离的翼型件
US20170362942A1 (en) * 2016-06-21 2017-12-21 Rolls-Royce Plc Trailing edge ejection cooling
FR3062675A1 (fr) * 2017-02-07 2018-08-10 Safran Helicopter Engines Aube haute pression ventilee de turbine d'helicoptere comprenant un conduit amont et une cavite centrale de refroidissement
CN110234840A (zh) * 2017-01-31 2019-09-13 西门子股份公司 用于燃气涡轮的涡轮动叶或涡轮静叶
CN112177685A (zh) * 2020-10-21 2021-01-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压涡轮转子叶片尾缝冷却结构
CN112392550A (zh) * 2020-11-17 2021-02-23 上海交通大学 涡轮叶片尾缘针肋冷却结构及冷却方法、涡轮叶片

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS5997205U (ja) * 1982-12-21 1984-07-02 株式会社東芝 ガスタ−ビンの翼
US7001151B2 (en) * 2004-03-02 2006-02-21 General Electric Company Gas turbine bucket tip cap
US7165940B2 (en) * 2004-06-10 2007-01-23 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7607891B2 (en) * 2006-10-23 2009-10-27 United Technologies Corporation Turbine component with tip flagged pedestal cooling
FR2928405B1 (fr) * 2008-03-05 2011-01-21 Snecma Refroidissement de l'extremite d'une aube.
US8790084B2 (en) * 2011-10-31 2014-07-29 General Electric Company Airfoil and method of fabricating the same
JP6345319B1 (ja) * 2017-07-07 2018-06-20 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びガスタービン

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3017159A (en) * 1956-11-23 1962-01-16 Curtiss Wright Corp Hollow blade construction
FR1503348A (fr) * 1965-12-11 1967-11-24 Daimler Benz Ag Aube pour turbines à gaz, en particulier pour réacteurs d'avions
FR2147971A1 (fr) * 1971-07-02 1973-03-11 Rolls Royce
FR2168801A5 (fr) * 1972-01-18 1973-08-31 Bbc Sulzer Turbomaschinen
FR2223550A1 (fr) * 1973-03-30 1974-10-25 Gen Electric
FR2323012A1 (fr) * 1975-09-02 1977-04-01 Gen Electric Aube de turbine perfectionnee
US4073599A (en) * 1976-08-26 1978-02-14 Westinghouse Electric Corporation Hollow turbine blade tip closure
US4180373A (en) * 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3017159A (en) * 1956-11-23 1962-01-16 Curtiss Wright Corp Hollow blade construction
FR1503348A (fr) * 1965-12-11 1967-11-24 Daimler Benz Ag Aube pour turbines à gaz, en particulier pour réacteurs d'avions
FR2147971A1 (fr) * 1971-07-02 1973-03-11 Rolls Royce
FR2168801A5 (fr) * 1972-01-18 1973-08-31 Bbc Sulzer Turbomaschinen
FR2223550A1 (fr) * 1973-03-30 1974-10-25 Gen Electric
FR2323012A1 (fr) * 1975-09-02 1977-04-01 Gen Electric Aube de turbine perfectionnee
US4073599A (en) * 1976-08-26 1978-02-14 Westinghouse Electric Corporation Hollow turbine blade tip closure
US4180373A (en) * 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade

Cited By (73)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3248163A1 (de) * 1981-12-28 1983-07-07 United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. Kuehlbare schaufel
US4515526A (en) * 1981-12-28 1985-05-07 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
EP0140257A1 (fr) * 1983-10-28 1985-05-08 Westinghouse Electric Corporation Adaptation pour le refroidissement d'un bord de fuite d'une aube de distributeur
GB2152150A (en) * 1983-12-27 1985-07-31 Gen Electric Anti-icing inlet guide vane
FR2573130A1 (fr) * 1984-11-13 1986-05-16 United Technologies Corp Joint d'etancheite refroidissable pour un moteur a turbine a gaz.
US4650394A (en) * 1984-11-13 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal assembly for a gas turbine engine
US4786233A (en) * 1986-01-20 1988-11-22 Hitachi, Ltd. Gas turbine cooled blade
US4820122A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US4820123A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
EP0381955A1 (fr) * 1989-02-06 1990-08-16 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz avec des aubes refroidies par air
FR2798421A1 (fr) * 1990-01-24 2001-03-16 United Technologies Corp Pales refroidies pour moteurs a turbine a gaz
FR2798423A1 (fr) * 1990-01-24 2001-03-16 United Technologies Corp Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz
WO1996013652A1 (fr) * 1994-10-31 1996-05-09 Westinghouse Electric Corporation Aube de turbine a gaz a refroidissement renforce
EP0768448A1 (fr) * 1995-10-10 1997-04-16 United Technologies Electro Systems, Inc. Aubes statoriques réfrigerées pour turbines
EP0785339A1 (fr) 1996-01-04 1997-07-23 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Aube refrigerée de distributeur de turbine
US5772398A (en) * 1996-01-04 1998-06-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Cooled turbine guide vane
US5601399A (en) * 1996-05-08 1997-02-11 Alliedsignal Inc. Internally cooled gas turbine vane
US5772397A (en) * 1996-05-08 1998-06-30 Alliedsignal Inc. Gas turbine airfoil with aft internal cooling
EP0835985A3 (fr) * 1996-09-26 1999-11-03 General Electric Company Configuration de cavité de refroidissement pour les arêtes en aval d'aubes de turbomachines
GB2345942B (en) * 1998-12-24 2002-08-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine internal air system
GB2345942A (en) * 1998-12-24 2000-07-26 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade cooling air system
US6357999B1 (en) 1998-12-24 2002-03-19 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine internal air system
WO2001031171A1 (fr) * 1999-10-22 2001-05-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Structure de profil coule avec ouvertures ne necessitant pas de colmatage
US6257831B1 (en) 1999-10-22 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
CZ298005B6 (cs) * 1999-10-22 2007-05-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Konstrukce odlévaného reakcního profilu s otvory nevyžadujícími zátkování
US6406260B1 (en) 1999-10-22 2002-06-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils
WO2001098634A1 (fr) * 2000-06-21 2001-12-27 Siemens Aktiengesellschaft Configuration d'une aube de turbine pouvant etre refroidie
US6835046B2 (en) 2000-06-21 2004-12-28 Siemens Aktiengesellschaft Configuration of a coolable turbine blade
EP1167689A1 (fr) * 2000-06-21 2002-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Configuration d'une aube de turbine refroidissable
EP1288436A3 (fr) * 2001-08-30 2004-04-21 General Electric Company Aube de turbine
EP1340884A2 (fr) * 2002-02-28 2003-09-03 General Electric Company Méthode et dispositif de refroidissement d'aubes statoriques de turbine à gaz
EP1340884A3 (fr) * 2002-02-28 2004-06-09 General Electric Company Méthode et dispositif de refroidissement d'aubes statoriques de turbine à gaz
EP1437483A1 (fr) * 2003-01-13 2004-07-14 United Technologies Corporation Refroidissement du bord de fuite d'une aube de turbine
US6942449B2 (en) 2003-01-13 2005-09-13 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
US7179047B2 (en) 2003-08-23 2007-02-20 Rolls-Royce Plc Vane apparatus for a gas turbine engine
GB2405451A (en) * 2003-08-23 2005-03-02 Rolls Royce Plc A vane assembly for a gas turbine engine
GB2405451B (en) * 2003-08-23 2008-03-19 Rolls Royce Plc Vane apparatus for a gas turbine engine
WO2006025847A2 (fr) * 2004-01-09 2006-03-09 United Technologies Corporation Reseau d'elements en forme de goutte de bord de fuite en eventail
WO2006025847A3 (fr) * 2004-01-09 2006-05-26 United Technologies Corp Reseau d'elements en forme de goutte de bord de fuite en eventail
US7520723B2 (en) 2006-07-07 2009-04-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers
GB2441148A (en) * 2006-08-23 2008-02-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component with coolant passages
US7934906B2 (en) 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
US8147205B2 (en) 2007-11-26 2012-04-03 Snecma Turbomachine blade
EP2063071A1 (fr) * 2007-11-26 2009-05-27 Snecma Aube de turbomachine
FR2924155A1 (fr) * 2007-11-26 2009-05-29 Snecma Sa Aube de turbomachine
FR2924156A1 (fr) * 2007-11-26 2009-05-29 Snecma Sa Aube de turbomachine
RU2554397C2 (ru) * 2009-12-31 2015-06-27 Снекма Лопатка с внутренним вентилированием
CN102713160A (zh) * 2009-12-31 2012-10-03 斯奈克玛 内部通风叶片
WO2011080319A1 (fr) * 2009-12-31 2011-07-07 Snecma Aube a ventilation interieure
FR2954798A1 (fr) * 2009-12-31 2011-07-01 Snecma Aube a ventilation interieure
EP2565382A3 (fr) * 2011-08-30 2015-04-22 General Electric Company Profil d'aube avec agencement de broches de refroidissement
US20140064983A1 (en) * 2012-08-31 2014-03-06 General Electric Company Airfoil and method for manufacturing an airfoil
EP2832956A1 (fr) * 2013-07-29 2015-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine avec corps de refroidissement en forme de profil aérodynamique
WO2015014566A1 (fr) 2013-07-29 2015-02-05 Siemens Aktiengesellschaft Pale de turbine comprenant des corps de refroidissement présentant une forme de profil de face portante
CN105408586A (zh) * 2013-07-29 2016-03-16 西门子股份公司 具有翼型轮廓形状散热器的涡轮叶片
CN105408586B (zh) * 2013-07-29 2017-06-16 西门子股份公司 具有翼型轮廓形状散热器的涡轮叶片
WO2015147672A1 (fr) * 2014-03-27 2015-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Pale de turbine à gaz et procédé de refroidissement de la pale
US10598027B2 (en) 2014-03-27 2020-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a gas turbine and method of cooling the blade
CN107304683A (zh) * 2016-04-25 2017-10-31 通用电气公司 具有可变槽分离的翼型件
CN107304683B (zh) * 2016-04-25 2022-02-11 通用电气公司 具有可变槽分离的翼型件
US10156146B2 (en) 2016-04-25 2018-12-18 General Electric Company Airfoil with variable slot decoupling
EP3260661A1 (fr) * 2016-04-25 2017-12-27 General Electric Company Profil aérodynamique ayant un découplage de fente variable
EP3260658A1 (fr) * 2016-06-21 2017-12-27 Rolls-Royce plc Refroidissement d'éjection de bord de fuite
US10641104B2 (en) 2016-06-21 2020-05-05 Rolls-Royce Plc Trailing edge ejection cooling
US20170362942A1 (en) * 2016-06-21 2017-12-21 Rolls-Royce Plc Trailing edge ejection cooling
CN110234840A (zh) * 2017-01-31 2019-09-13 西门子股份公司 用于燃气涡轮的涡轮动叶或涡轮静叶
US11053802B2 (en) 2017-01-31 2021-07-06 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine blade or a turbine vane for a gas turbine
WO2018146403A1 (fr) * 2017-02-07 2018-08-16 Safran Helicopter Engines Aube ventilee de turbine haute pression
CN110268137A (zh) * 2017-02-07 2019-09-20 赛峰直升机发动机公司 高压涡轮的通风叶片
FR3062675A1 (fr) * 2017-02-07 2018-08-10 Safran Helicopter Engines Aube haute pression ventilee de turbine d'helicoptere comprenant un conduit amont et une cavite centrale de refroidissement
CN112177685A (zh) * 2020-10-21 2021-01-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压涡轮转子叶片尾缝冷却结构
CN112392550A (zh) * 2020-11-17 2021-02-23 上海交通大学 涡轮叶片尾缘针肋冷却结构及冷却方法、涡轮叶片
CN112392550B (zh) * 2020-11-17 2021-09-28 上海交通大学 涡轮叶片尾缘针肋冷却结构及冷却方法、涡轮叶片

Also Published As

Publication number Publication date
EP0034961B1 (fr) 1984-10-03
JPS56159507A (en) 1981-12-08
JPS6326242B2 (fr) 1988-05-28
FR2476207A1 (fr) 1981-08-21
DE3166389D1 (en) 1984-11-08
FR2476207B1 (fr) 1983-05-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0034961A1 (fr) Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
US6183194B1 (en) Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils
JP2862536B2 (ja) ガスタービンの翼
US4073599A (en) Hollow turbine blade tip closure
US6634858B2 (en) Gas turbine airfoil
JP4619135B2 (ja) タービンブレードの冷却空気排出スロットに対する改善
FR2571428A1 (fr) Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales
RU2494263C2 (ru) Лопатки лопаточного колеса газотурбинного двигателя, оснащенные канавками для охлаждения
JP2007162686A (ja) タービンエンジンの構成部品
FR3034128A1 (fr) Noyau ceramique pour aube de turbine multi-cavites
EP1288438A1 (fr) Circuits de refroidissement pour aube de turbine à gaz
US10962306B2 (en) Shaped leading edge of cast plate fin heat exchanger
US4224011A (en) Cooled rotor blade for a gas turbine engine
EP1741875A1 (fr) Circuits de refroidissement pour aube mobile de turbomachine
US6474947B1 (en) Film cooling hole construction in gas turbine moving-vanes
JP2005054799A (ja) ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼
JP2002540347A (ja) 冷却材の貫流する鋳造ガスタービン翼並びにガスタービン翼の分配室の製造装置及び方法
EP0481885A1 (fr) Dispositif de refroidissement de la paroi d'une chambre de combustion
CN1436919A (zh) 用于高压涡轮、具有改善热行为的后缘的动叶片
US6464462B2 (en) Gas turbine bucket wall thickness control
JP3622974B2 (ja) 冷却されたガスタービンブレード
CA2264076C (fr) Carenage de bout pour aubes mobiles de turbine a gaz
JPH1172005A (ja) 中空のガスタービン羽根の前方縁部領域のための冷却機構
US6305903B1 (en) Cooled vane for gas turbine
JP5232084B2 (ja) タービン動翼

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19810211

AK Designated contracting states

Designated state(s): DE FR GB

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Designated state(s): DE FR GB

REF Corresponds to:

Ref document number: 3166389

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19841108

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CL

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 19990121

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 19990204

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 19990429

Year of fee payment: 19

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20000205

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20000205

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20001031

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20001201

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST