EP2268900A1 - Blade for a rotating thermal engine - Google Patents

Blade for a rotating thermal engine

Info

Publication number
EP2268900A1
EP2268900A1 EP09724433A EP09724433A EP2268900A1 EP 2268900 A1 EP2268900 A1 EP 2268900A1 EP 09724433 A EP09724433 A EP 09724433A EP 09724433 A EP09724433 A EP 09724433A EP 2268900 A1 EP2268900 A1 EP 2268900A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
airfoil
angle
trailing edge
flow lines
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.)
Ceased
Application number
EP09724433A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Willy Heinz Hofmann
Michael Huber
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.)
General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
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 Alstom Technology AG filed Critical Alstom Technology AG
Publication of EP2268900A1 publication Critical patent/EP2268900A1/en
Ceased legal-status Critical Current

Links

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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape

Definitions

  • the present invention relates to the field of thermal machines. It relates to a blade for a rotary thermal machine according to the preamble of claim 1.
  • Fig. 1 shows a gas turbine 10 with sequential combustion, in which along a shaft 19, a compressor 11, a first combustion chamber 14, a high-pressure turbine 15, a second combustion chamber 17 and a low-pressure turbine 18 are arranged in order.
  • the compressor 1 1 and the two turbines 15 (HD), 18 (ND) are part of a rotor which rotates about the axis 19.
  • the compressor 1 1 compresses the intake air, this compressed air then flows into a plenum and from there into the first combustion chamber.
  • This combustion chamber is with Premix burners operated, as they emerge for example from EP-A1 -0 321 809, further also from EP-A2-0 704 657.
  • the compressed air flows into the premix burners where mixing with at least one fuel takes place.
  • This fuel / air mixture then flows into the first combustion chamber 14, in which this mixture passes to form a stable flame front for combustion.
  • the resulting hot gas is partially expanded in the subsequent high-pressure turbine 15 under work performance and then flows into the second combustion chamber 17, where a further fuel supply 16 takes place. Due to the high temperatures, which still has the hot gas partially released in the high-pressure turbine 15, combustion takes place in the second combustion chamber 17, which combustion is based on autoignition.
  • the hot gas reheated in the second combustion chamber 17 is then expanded in a multistage low-pressure turbine 18, in which blade rows of blades and vanes are alternately arranged in succession.
  • the low-pressure turbine 18 includes a blading 29 in which a plurality of rows of blades and vanes are arranged behind one another and alternately in the flow direction.
  • the vanes have an airfoil (22 in Fig. 2) extending radially between a cover plate (21 in Fig. 2) and a blade head (23 in Fig. 2).
  • Both ends (21, 23) of the guide blade define in the radial direction the flow cross-section of a hot gas channel through which a hot gas stream (30 in FIG. 2) flows and impeller blade 22 of the blade is supplied with corresponding flow lines, of which three flow lines in FIG located and provided with the reference numeral 26 are.
  • the flow cross section of the hot gas duct widens significantly in the flow direction in the manner of a turbine.
  • the airfoils of guide vanes in gas turbines or steam turbines are designed so that the local flow lines the flowing working medium (hot gas or steam) at the intersection with the trailing edge of the airfoil extend approximately perpendicular to the trailing edge.
  • the trailing edge can not be completely and consistently oriented perpendicular to the flow lines, because this would require a strong sweeping and tilting, for example on the blade tip, but not possible because of the space available and the assembly is, apart from the fact that such a configuration, even if accomplish this Hesse, would otherwise have serious fluidic disadvantages.
  • the invention aims to remedy this situation. It is an object of the invention to provide a blade, which has a fluidically optimal
  • Body has within the predetermined flow cross-section, and this at a maximized efficiency.
  • Essential to the invention is a shape of the airfoil, in which the
  • the angle formed by the flow lines with the trailing edge of the airfoil deviates to a limited extent from a right angle, as would be the case with a constant flow cross section, wherein the mentioned angle, ie the flow lines with the trailing edge of the airfoil, in particular, but not exclusively, smaller than 90 °, ie in certain cases the angle can be greater than 90 °.
  • a proven embodiment of the invention is characterized in that the deviation with respect to this angle, which form the flow lines with the trailing edge of the airfoil, in the range between 0 ° and -10 ° resp. + 10 ° to a right angle.
  • the deviation of the angle that the flow lines with the trailing edge of the Formed over the largest portion of the height of the airfoil in the range between O ° and -5 ° and possibly between O ° and + 5 ° the deviations within the angular range must not be uniform over the entire blade length, ie the flow lines must do not have the same size deviation within certain flow sections along the blade length. Also, an oscillating deviation within the underlying angular range along the entire blade length is possible.
  • FIG. 2 shows a perspective side view of a guide blade, for example for use in a gas turbine according to FIG. 1, and furthermore according to a preferred embodiment of the invention, FIG.
  • Fig. 3 shows the deviation of the angle
  • Trailing edge of a comparable to Fig. 2 blade form from the right angle above the blade height when the blade has a completely rectangular “stacking" and Fig. 4 shows the deviation of the angle, the flow lines with the
  • Trailing edge of the blade shown in Fig. 2 form, from the right angle to the blade height according to an embodiment of the invention.
  • FIG. 2 shows a typical vane conventionally used in a turbine of a gas turbine group, for example in the low pressure turbine of a gas turbine with sequential combustion, as shown in FIG.
  • the guide vane 20 comprises a relatively strongly curved airfoil 22 in the space that extends in the longitudinal direction (in the radial direction relative to the rotor of the gas turbine) between a vane head 23 and a cover plate 21 and in the flow direction of the hot gas stream 30 of a
  • Leading edge 27 extends to a trailing edge 28. Between the two edges 27 and 28, the airfoil 22 is bounded to the outside by a suction side 31 and an (opposite) pressure side (not visible in Fig. 2).
  • the hot gas stream 30 flows from the leading edge 27 to the trailing edge 28 on the airfoil 22 along flow lines 26, of which three such flow lines are shown by way of example in FIG. are symbolized.
  • the flow lines 26 At their intersection with the trailing edge 28, the flow lines 26 each form an angle ⁇ which changes in the radial direction and thus establishes a dependence on the height h of the airfoil 22.
  • this angle ⁇ over the entire height of the airfoil 22 is equal to 90 °, this would correspond to a complete right-angled filling ("filling orthogonal stacking") of the blade, accordingly the value 0 would result for the deviation ⁇ -90 ° from the right angle. as shown in the diagram of Fig. 3, in which the function ⁇ -90 ° (h) is shown.
  • this fully right-angled threading is replaced by a less stringent "softened" orthogonal stacking, in which the angle ⁇ remains close to a right angle but can deviate to a limited extent from it.
  • the diagram corresponding to Fig. 3 for such a "softened" right-angled threading is shown in Fig. 4.
  • the deviation ⁇ -90 ° of the angle ⁇ from the right angle is in the negative range ( ⁇ 0) and in the present example is all to one Angular range between 0 and -10 ° limited ..
  • the deviation starts with a maximum value of almost -10 °, then goes back to zero within a very short distance and remains in the present example over most of the height below -5 ° .

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The invention relates to a blade (20) for a rotating thermal engine, in particular a guide vane for the low-pressure turbine of a gas turbine with sequential combustion. Said blade comprises a vane (22) that extends essentially in the radial direction and around which a working medium flows, and that is defined in the direction of flow by a front edge (27) and a rear edge (28). The competitive flow techniques and constructive requirements of the blade, in the event of a steep inclination of the flow, can be fulfilled as the vane (22) is formed such that the angle (α) that forms the flow lines (26) with the rear edge (28) of the vane (22) deviates at a right angle in a defined periphery.

Description

SCHAUFEL FUR EINE ROTIERENDE THERMISCHE MASCHINE SHOVEL FOR A ROTATING THERMAL MACHINE
Technisches GebietTechnical area
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der thermischen Maschinen. Sie betrifft eine Schaufel für eine rotierende thermische Maschine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The present invention relates to the field of thermal machines. It relates to a blade for a rotary thermal machine according to the preamble of claim 1.
Stand der TechnikState of the art
Grosse stationäre Gasturbinen mit sequentieller Verbrennung haben sich im industriellen Einsatz bewährt. Bei diesen Gasturbinen sind in Strömungsrichtung zwei Brennkammern hintereinander angeordnet sind und je eine zugeordnete Turbine, welche mit dem in der jeweiligen Brennkammer erzeugten Heissgas beaufschlagt werden. Derartige Gasturbinen, die in Fachkreisen beispielsweise unter der Typenbezeichnung GT24/26 bekannt geworden sind, werden beispielsweise in der Druckschrift Joos F. et al., „Field experience with the sequential combustion System of the GT24/26 gas turbine family", ABB Review 5/1998, S.12-20 (1998), beschrieben. Die dortige Abb. 1 ist in der vorliegenden Anmeldung als Fig. 1 wiedergegeben. Eine weitere Beschreibung einer solchen Gasturbine geht des Weiteren aus EP-B1 -0 620 362 hervor.Large stationary gas turbines with sequential combustion have proven themselves in industrial applications. In these gas turbines two combustion chambers are arranged one behind the other in the flow direction and one associated turbine, which are acted upon by the hot gas generated in the respective combustion chamber. Such gas turbines, which have become known in the art, for example under the type designation GT24 / 26, for example, in the publication Joos F. et al., "Field experience with the sequential combustion system of the GT24 / 26 gas turbine family", ABB Review 5 Fig. 1 is reproduced in the present application as Fig. 1. A further description of such a gas turbine is further shown in EP-B1 -0 620 362.
Fig. 1 zeigt eine Gasturbine 10 mit sequentieller Verbrennung, bei der entlang einer Achse 19 ein Verdichter 11 , eine erste Brennkammer 14, eine Hochdruckturbine 15, eine zweite Brennkammer 17 und eine Niederdruckturbine 18 der Reihe nach angeordnet sind. Summarisch lässt sich diese Gasturbine wie folgt beschreiben: Der Verdichter 1 1 und die beiden Turbinen 15 (HD), 18 (ND) sind Teil eines Rotors, der um die Achse 19 dreht. Der Verdichter 1 1 verdichtet die angesaugte Luft, wobei diese verdichtete Luft dann in ein Plenum strömt und von dort aus in die erste Brennkammer. Diese Brennkammer wird mit Vormischbrennern betrieben, wie sie beispielsweise aus EP-A1 -0 321 809, des Weiteren auch aus EP-A2-0 704 657 hervorgehen. Die verdichtete Luft strömt in die Vormischbrenner, wo die Vermischung mit mindestens einem Brennstoff stattfindet. Dieses Brennstoff/Luft-Gemisch strömt dann in die erste Brennkammer 14 ein, in welcher dieses Gemisch unter Bildung einer stabilen Flammenfront zur Verbrennung gelangt. Das entstehende Heissgas wird in der anschliessenden Hochdruckturbine 15 unter Arbeitsleistung teilweise entspannt und strömt sodann in die zweite Brennkammer 17 ein, wo eine weitere Brennstoffzufuhr 16 stattfindet. Durch die hohen Temperaturen, welche das in der Hochdruckturbine 15 teilentspannte Heissgas immer noch aufweist, findet in der zweiten Brennkammer 17 eine Verbrennung statt, welche auf Selbstzündung beruht. Das in der zweiten Brennkammer 17 nacherhitzte Heissgas wird dann in einer mehrstufigen Niederdruckturbine 18 entspannt, in der hintereinander abwechselnd Schaufelreihen aus Laufschaufeln und Leitschaufeln angeordnet sind.Fig. 1 shows a gas turbine 10 with sequential combustion, in which along a shaft 19, a compressor 11, a first combustion chamber 14, a high-pressure turbine 15, a second combustion chamber 17 and a low-pressure turbine 18 are arranged in order. Summarizing this gas turbine can be described as follows: The compressor 1 1 and the two turbines 15 (HD), 18 (ND) are part of a rotor which rotates about the axis 19. The compressor 1 1 compresses the intake air, this compressed air then flows into a plenum and from there into the first combustion chamber. This combustion chamber is with Premix burners operated, as they emerge for example from EP-A1 -0 321 809, further also from EP-A2-0 704 657. The compressed air flows into the premix burners where mixing with at least one fuel takes place. This fuel / air mixture then flows into the first combustion chamber 14, in which this mixture passes to form a stable flame front for combustion. The resulting hot gas is partially expanded in the subsequent high-pressure turbine 15 under work performance and then flows into the second combustion chamber 17, where a further fuel supply 16 takes place. Due to the high temperatures, which still has the hot gas partially released in the high-pressure turbine 15, combustion takes place in the second combustion chamber 17, which combustion is based on autoignition. The hot gas reheated in the second combustion chamber 17 is then expanded in a multistage low-pressure turbine 18, in which blade rows of blades and vanes are alternately arranged in succession.
Die Niederdruckturbine 18 umfasst eine Beschaufelung 29, bei der in Strömungsrichtung mehrere Reihen von Laufschaufeln und Leitschaufeln hintereinander und alternierend angeordnet sind. Die Leitschaufeln haben ein Schaufelblatt (22 in Fig. 2), dass sich in radialer Richtung zwischen einer Deckplatte (21 in Fig. 2) und einem Schaufelkopf (23 in Fig. 2) erstreckt. Dies gilt selbstverständlich auch für die Laufschaufeln. Beide Enden (21 , 23) der Leitschaufel begrenzen in radialer Richtung den Durchströmungsquerschnitt eines Heissgaskanals, durch den ein Heissgasstrom (30 in Fig. 2) strömt und das Schaufelblatt 22 der Schaufel mit entsprechenden Strömungslinien beaufschlagt, von denen in Fig. 2 beispielhaft drei Strömungslinien eingezeichnet und mit dem Bezugszeichen 26 versehen sind.The low-pressure turbine 18 includes a blading 29 in which a plurality of rows of blades and vanes are arranged behind one another and alternately in the flow direction. The vanes have an airfoil (22 in Fig. 2) extending radially between a cover plate (21 in Fig. 2) and a blade head (23 in Fig. 2). Of course, this also applies to the blades. Both ends (21, 23) of the guide blade define in the radial direction the flow cross-section of a hot gas channel through which a hot gas stream (30 in FIG. 2) flows and impeller blade 22 of the blade is supplied with corresponding flow lines, of which three flow lines in FIG located and provided with the reference numeral 26 are.
Wie in Fig. 1 zu erkennen ist, erweitert sich der Durchflussquerschnitt des Heissgaskanals turbinenkonform in Strömungsrichtung deutlich. Hieraus ergeben sich für die geometrische Gestaltung des jeweiligen Schaufelblatts bestimmte Konsequenzen: Üblicherweise werden die Schaufelblätter von Leitschaufeln in Gasturbinen oder Dampfturbinen so ausgelegt, dass die lokalen Strömungslinien des strömenden Arbeitsmediums (Heissgas oder Dampf) am Schnittpunkt mit der Hinterkante des Schaufelblattes in etwa senkrecht zur Hinterkante verlaufen. Wegen des grossen Neigungswinkels des Strömungsweges in der meridionalen Ebene kann die Hinterkante jedoch nicht vollständig und durchgängig senkrecht zu den Strömungslinien orientiert werden, weil dies ein starke Pfeilung und Verkippung beispielsweise an der Schaufelspitze erfordern würde, was jedoch wegen der gegebenen Platzverhältnisse und des Zusammenbaus nicht möglich ist, abgesehen davon, dass eine solche Konfiguration, selbst wenn sich dies bewerkstelligen Hesse, sonst schwere strömungstechnische Nachteile hätte.As can be seen in FIG. 1, the flow cross section of the hot gas duct widens significantly in the flow direction in the manner of a turbine. This results in certain consequences for the geometric design of the respective airfoil: Usually, the airfoils of guide vanes in gas turbines or steam turbines are designed so that the local flow lines the flowing working medium (hot gas or steam) at the intersection with the trailing edge of the airfoil extend approximately perpendicular to the trailing edge. Because of the large angle of inclination of the flow path in the meridionalen plane, however, the trailing edge can not be completely and consistently oriented perpendicular to the flow lines, because this would require a strong sweeping and tilting, for example on the blade tip, but not possible because of the space available and the assembly is, apart from the fact that such a configuration, even if accomplish this Hesse, would otherwise have serious fluidic disadvantages.
Darstellung der ErfindungPresentation of the invention
Hier will die Erfindung Abhilfe schaffen. Es ist vorliegend Aufgabe der Erfindung, eine Schaufel anzugeben, welche einen strömungstechnisch optimalenThe invention aims to remedy this situation. It is an object of the invention to provide a blade, which has a fluidically optimal
Körperverlauf innerhalb des vorgegebenen Durchströmungsquerschnitts aufweist, und dies noch bei einem maximierten Wirkungsgrad.Body has within the predetermined flow cross-section, and this at a maximized efficiency.
Die Aufgabe wird durch die Gesamtheit der Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Wesentlich für die Erfindung ist eine Form des Schaufelblatts, bei welcher derThe object is solved by the entirety of the features of claim 1. Essential to the invention is a shape of the airfoil, in which the
Winkel, den die Strömungslinien mit der Hinterkante des Schaufelblattes bilden, in einem begrenzten Umfang von einem rechten Winkel abweicht, wie sich dies bei einem konstanten Durchströmungsquerschnitt einstellen würde, wobei der angesprochene Winkel, den also die Strömungslinien mit der Hinterkante des Schaufelblattes bilden, insbesondere, aber nicht ausschliesslich, kleiner ist als 90°, d.h. in bestimmten Fällen kann der Winkel auch grösser 90° sein.The angle formed by the flow lines with the trailing edge of the airfoil deviates to a limited extent from a right angle, as would be the case with a constant flow cross section, wherein the mentioned angle, ie the flow lines with the trailing edge of the airfoil, in particular, but not exclusively, smaller than 90 °, ie in certain cases the angle can be greater than 90 °.
Eine bewährte Ausgestaltung der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass die Abweichung hinsichtlich dieses Winkels, den die Strömungslinien mit der Hinterkante des Schaufelblattes bilden, im Bereich zwischen 0° und -10° resp. + 10° gegenüber einem rechten Winkel liegt. Insbesondere ist es von Vorteil, wenn die Abweichung des Winkels, den die Strömungslinien mit der Hinterkante des Schaufelblattes bilden, über den grössten Bereich der Höhe des Schaufelblattes im Bereich zwischen O° und -5° und allenfalls zwischen O° und +5° liegt, wobei die Abweichungen innerhalb des Winkelbereiches müssen über die ganze Schaufelblattlänge nicht gleichförmig sein, d.h. die Strömungslinien müssen nicht innerhalb bestimmter Strömungsabschnitte entlang der Schaufelblattlänge jeweils gleich grosse Abweichung aufweisen. Auch eine oszillierende Abweichung innerhalb des zugrundegelegten Winkelbereichs entlang der ganzen Schaufelblattlänge ist möglich.A proven embodiment of the invention is characterized in that the deviation with respect to this angle, which form the flow lines with the trailing edge of the airfoil, in the range between 0 ° and -10 ° resp. + 10 ° to a right angle. In particular, it is advantageous if the deviation of the angle that the flow lines with the trailing edge of the Formed over the largest portion of the height of the airfoil in the range between O ° and -5 ° and possibly between O ° and + 5 °, the deviations within the angular range must not be uniform over the entire blade length, ie the flow lines must do not have the same size deviation within certain flow sections along the blade length. Also, an oscillating deviation within the underlying angular range along the entire blade length is possible.
Die beschriebene erfindungsgemässe Ausgestaltung lässt sich auch auf sogenannte verwundene Schaufeln übertragen. Kurze Erläuterung der FigurenThe described embodiment according to the invention can also be transferred to so-called twisted blades. Brief explanation of the figures
Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert werden. Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung nicht wesentlichen Elemente sind fortgelassen worden. Gleiche Elemente sind in den verschiedenen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Die Strömungsrichtung der Medien ist mit Pfeilen angegeben. Es zeigen:The invention will be explained in more detail with reference to embodiments in conjunction with the drawings. All elements not essential to the immediate understanding of the invention have been omitted. The same elements are provided in the various figures with the same reference numerals. The flow direction of the media is indicated by arrows. Show it:
Fig. 1 den prinzipiellen Aufbau einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung nach dem Stand der Technik,1 shows the basic structure of a gas turbine with sequential combustion according to the prior art,
Fig. 2 in einer perspektivischen Seitenansicht eine Leitschaufel, beispielsweise für den Einsatz in einer Gasturbine nach Fig. 1 , und des Weiteren gemäss einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung,2 shows a perspective side view of a guide blade, for example for use in a gas turbine according to FIG. 1, and furthermore according to a preferred embodiment of the invention, FIG.
Fig. 3 die Abweichung des Winkels, den die Strömungslinien mit derFig. 3 shows the deviation of the angle, the flow lines with the
Hinterkante einer zu Fig. 2 vergleichbaren Schaufel bilden, vom rechten Winkel über der Schaufelhöhe, wenn die Schaufel eine vollständig rechtwinklige Auffädelung („stacking") aufweist und Fig. 4 die Abweichung des Winkels, den die Strömungslinien mit derTrailing edge of a comparable to Fig. 2 blade form, from the right angle above the blade height when the blade has a completely rectangular "stacking" and Fig. 4 shows the deviation of the angle, the flow lines with the
Hinterkante der in Fig. 2 gezeigten Schaufel bilden, vom rechten Winkel über der Schaufelhöhe gemäss einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.Trailing edge of the blade shown in Fig. 2 form, from the right angle to the blade height according to an embodiment of the invention.
Wege zur Ausführung der ErfindungWays to carry out the invention
Fig. 2 zeigt eine typische Leitschaufel, wie sie üblicherweise in einer Turbine einer Gasturbogruppe zum Einsatz kommt, beispielsweise in der Niederdruckturbine einer Gasturbine mit sequentieller Verbrennung, wie sie aus Fig. 1 hervorgeht. Die Leitschaufel 20 umfasst ein im Raum vergleichsweise stark gekrümmtes Schaufelblatt 22, dass sich in Längsrichtung (in radialer Richtung gegenüber dem Rotor der Gasturbine) zwischen einem Schaufelkopf 23 und einer Deckplatte 21 erstreckt und in Durchflussrichtung des Heissgasstromes 30 von einerFIG. 2 shows a typical vane conventionally used in a turbine of a gas turbine group, for example in the low pressure turbine of a gas turbine with sequential combustion, as shown in FIG. The guide vane 20 comprises a relatively strongly curved airfoil 22 in the space that extends in the longitudinal direction (in the radial direction relative to the rotor of the gas turbine) between a vane head 23 and a cover plate 21 and in the flow direction of the hot gas stream 30 of a
Vorderkante 27 bis zu einer Hinterkante 28 reicht. Zwischen den beiden Kanten 27 und 28 ist das Schaufelblatt 22 nach aussen durch eine Saugseite 31 und eine (gegenüberliegende) Druckseite (in Fig. 2 nicht zu sehen) begrenzt.Leading edge 27 extends to a trailing edge 28. Between the two edges 27 and 28, the airfoil 22 is bounded to the outside by a suction side 31 and an (opposite) pressure side (not visible in Fig. 2).
Der Heissgastrom 30 strömt von der Vorderkante 27 zur Hinterkante 28 am Schaufelblatt 22 in Strömungslinien 26 entlang, von denen drei solche Strömungslinien beispielhaft in Fig. 2 eingezeichnet resp. versinnbildlicht sind. Die Strömungslinien 26 bilden an ihrem Schnittpunkt mit der Hinterkante 28 jeweils einen Winkel α, der sich in radialer Richtung ändert und so eine Abhängigkeit von der Höhe h des Schaufelblattes 22 herstellt.The hot gas stream 30 flows from the leading edge 27 to the trailing edge 28 on the airfoil 22 along flow lines 26, of which three such flow lines are shown by way of example in FIG. are symbolized. At their intersection with the trailing edge 28, the flow lines 26 each form an angle α which changes in the radial direction and thus establishes a dependence on the height h of the airfoil 22.
Falls dieser Winkel α über die gesamte Höhe des Schaufelblattes 22 gleich 90° ist, entspräche dies einer vollständigen rechtwinkligen Auffädelung („füll orthogonal stacking") der Schaufel, demnach ergäbe sich für die Abweichung α-90° vom rechten Winkel durchgehend der Wert 0, wie dies im Diagramm der Fig. 3 gezeigt ist, in der die Funktion α-90°(h) dargestellt ist. Gemäss der Erfindung wird diese vollständig rechtwinklige Auffädelung durch eine weniger strenge „aufgeweichte" rechtwinklige Auffädelung („relaxed orthogonal stacking") ersetzt, bei welcher der Winkel α zwar in der Nähe eines rechten Winkels bleibt, jedoch in einem begrenzten Umfang von diesem abweichen kann. Das Fig. 3 entsprechende Diagramm für eine solche „aufgeweichte" rechtwinklige Auffädelung ist in Fig. 4 wiedergegeben. Die Abweichung α-90°des Winkels α vom rechten Winkel liegt im negativen Bereich (<0) und ist insgesamt im vorliegenden dargestellten Beispiel auf einen Winkelbereich zwischen 0 und -10° beschränkt. Am unteren (rotorseitigen) Ende des Schaufelblattes 22 (kleines h) beginnt die Abweichung mit einem Maximalwert von fast -10°, geht dann innerhalb einer sehr kurzen Strecke auf Null zurück und bleibt in vorliegenden dargestellten Beispiel über den grössten Teil der Höhe unterhalb von -5°. Damit lassen sich mit dieser flexiblen gehaltenen Abweichung spezielle Strömungsverhältnisse im Sinne einer Maximierung des Wirkungsgrades auffangen.If this angle α over the entire height of the airfoil 22 is equal to 90 °, this would correspond to a complete right-angled filling ("filling orthogonal stacking") of the blade, accordingly the value 0 would result for the deviation α-90 ° from the right angle. as shown in the diagram of Fig. 3, in which the function α-90 ° (h) is shown. According to the invention, this fully right-angled threading is replaced by a less stringent "softened" orthogonal stacking, in which the angle α remains close to a right angle but can deviate to a limited extent from it. The diagram corresponding to Fig. 3 for such a "softened" right-angled threading is shown in Fig. 4. The deviation α-90 ° of the angle α from the right angle is in the negative range (<0) and in the present example is all to one Angular range between 0 and -10 ° limited .. At the lower end (rotor side) of the blade 22 (small h), the deviation starts with a maximum value of almost -10 °, then goes back to zero within a very short distance and remains in the present example over most of the height below -5 ° .This flexible deviation can absorb special flow conditions in order to maximize the efficiency.
Demnach lassen sich mit einer solchen begrenzten Abweichung von der strengen rechtwinkligen Auffädelung gleichzeitig die strömungstechnischen, konstruktiven und platzbedingten Anforderungen an die Schaufel innerhalb eines sich verändernden Durchströmungsquerschnitts, unter Einbezug der Wirkungsgradmaximierung erfüllen. Accordingly, with such a limited deviation from the strict right-angled threading, at the same time the aerodynamic, constructional and space-related requirements for the blade can be met within a changing flow cross-section, taking into account the maximization of efficiency.
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
10 Gasturbine10 gas turbine
1 1 Verdichter1 1 compressor
12, 16 Brennstoffzufuhr12, 16 fuel supply
13 EV-Brenner13 EV burners
14, 17 Brennkammer14, 17 combustion chamber
15 Hochdruckturbine15 high-pressure turbine
18 Niederdruckturbine18 low-pressure turbine
19 Achse19 axis
20 Leitschaufel20 vane
21 Deckplatte21 cover plate
22 Schaufelblatt22 airfoil
23 Schaufelkopf23 bucket head
24, 25 Befestigungselement (hakenförmig)24, 25 fastening element (hook-shaped)
26 Strömungslinie26 flow line
27 Vorderkante27 leading edge
28 Hinterkante28 trailing edge
29 Beschaufelung (Niederdruckturbine)29 blading (low pressure turbine)
30 Heissgasstrom30 hot gas stream
31 Saugseite α Winkel 31 suction side α angle

Claims

Patentansprüche claims
1. Schaufel (20) für eine rotierende thermische Maschine, welche Schaufel (20) ein sich im wesentlichen in radialer Richtung erstreckendes, von einem Arbeitsmedium umströmtes Schaufelblatt (22) umfasst, welches inA blade (20) for a rotary thermal machine, which blade (20) comprises a substantially radially extending, flowed around by a working fluid blade (22), which in
Strömungsrichtung von einer Vorderkante (27) und einer Hinterkante (28) begrenzt ist, dadurch gekennzeichnet, dass das Schaufelblatt (22) derart geformt ist, dass der Winkel (α), den die Strömungslinien (26) mit der unmittelbaren Verlauf der Hinterkante (28) des Schaufelblattes (22) bilden, in einem begrenzten Umfang vom einem 90°- Winkel abweicht.Flow direction of a front edge (27) and a trailing edge (28) is limited, characterized in that the airfoil (22) is shaped such that the angle (α), the flow lines (26) with the immediate course of the trailing edge (28 ) of the airfoil (22) deviates to a limited extent from a 90 ° angle.
2. Schaufel nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel (α), den die Strömungslinien (26) mit der Hinterkante (28) des Schaufelblattes (22) bilden, kleiner als 90° ist.2. A blade according to claim 1, characterized in that the angle (α), the flow lines (26) with the trailing edge (28) of the airfoil (22) form, is smaller than 90 °.
3. Schaufel nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel (α), den die Strömungslinien (26) mit der Hinterkante (28) des Schaufelblattes (22) bilden, grösser als 90° ist.3. A blade according to claim 1, characterized in that the angle (α), the flow lines (26) with the trailing edge (28) of the airfoil (22) form, is greater than 90 °.
4. Schaufel nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Abweichung des Winkels (α), den die Strömungslinien (26) mit der Hinterkante (28) des Schaufelblattes (22) bilden, im Bereich zwischen 0° und -10° liegt.4. A blade according to claim 2, characterized in that the deviation of the angle (α), the flow lines (26) with the trailing edge (28) of the airfoil (22) form, in the range between 0 ° and -10 °.
5. Schaufel nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Abweichung des Winkels (α), den die Strömungslinien (26) mit der Hinterkante (28) des5. A blade according to claim 3, characterized in that the deviation of the angle (α), the flow lines (26) with the trailing edge (28) of the
Schaufelblattes (22) bilden, im Bereich zwischen 0° und +10° liegt.Form the blade (22), in the range between 0 ° and + 10 °.
6. Schaufel nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Abweichung des Winkels (α), den die Strömungslinien (26) mit der Hinterkante (28) des Schaufelblattes (22) bilden, über den grössten Bereich der Höhe (h) desBucket according to claim 4, characterized in that the deviation of the angle (α) formed by the flow lines (26) with the trailing edge (28) of the airfoil (22) over the largest part of the height (h) of
Schaufelblattes im Bereich zwischen 0° und -5° liegt. Airfoil is in the range between 0 ° and -5 °.
7. Schaufel nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Abweichung des Winkels (α), den die Strömungslinien (26) mit der Hinterkante (28) des Schaufelblattes (22) bilden, über den grössten Bereich der Höhe (h) des Schaufelblattes im Bereich zwischen O° und +5° liegt7. A blade according to claim 5, characterized in that the deviation of the angle (α), the flow lines (26) with the trailing edge (28) of the airfoil (22), over the largest area of the height (h) of the airfoil in the Range between 0 ° and + 5 °
8. Schaufel nach einem der Ansprüche 1 -7, dadurch gekennzeichnet, dass die Schaufel (20) eine Leitschaufel ist.8. A blade according to any one of claims 1-7, characterized in that the blade (20) is a vane.
9. Schaufel nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Leitschaufel für eine Turbine bestimmt ist.9. A blade according to claim 8, characterized in that the guide vane is intended for a turbine.
10. Schaufel nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Turbine Teil einer Gasturbogruppe mit einer sequentiellen Verbrennung ist.10. A blade according to claim 9, characterized in that the turbine is part of a gas turbine group with a sequential combustion.
1 1. Schaufel nach einem der Ansprüche 1 -10, dadurch gekennzeichnet, dass die Schaufel oder die Leitschaufel eine verwundene Geometrie aufweist. 1 1. A blade according to any one of claims 1 -10, characterized in that the blade or the vane has a twisted geometry.
EP09724433A 2008-03-28 2009-03-04 Blade for a rotating thermal engine Ceased EP2268900A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH4672008 2008-03-28
PCT/EP2009/052533 WO2009118234A1 (en) 2008-03-28 2009-03-04 Blade for a rotating thermal engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2268900A1 true EP2268900A1 (en) 2011-01-05

Family

ID=39870460

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP09724433A Ceased EP2268900A1 (en) 2008-03-28 2009-03-04 Blade for a rotating thermal engine

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20110038733A1 (en)
EP (1) EP2268900A1 (en)
WO (1) WO2009118234A1 (en)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU2014370386C1 (en) 2013-12-23 2021-11-18 Cytec Industries Inc. Polyacrylonitrile (PAN) polymers with low polydispersity index (PDI) and carbon fibers made therefrom
PL415835A1 (en) * 2016-01-18 2017-07-31 General Electric Company Blade assembly of a compressor for the gas turbine engine and method to control the leak stream through the sealing around the blade assembly of a compressor for the gas turbine engine
US11566530B2 (en) 2019-11-26 2023-01-31 General Electric Company Turbomachine nozzle with an airfoil having a circular trailing edge
US11629599B2 (en) 2019-11-26 2023-04-18 General Electric Company Turbomachine nozzle with an airfoil having a curvilinear trailing edge

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2899128A (en) * 1959-08-11 Vaghi

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US850200A (en) * 1905-11-28 1907-04-16 Gen Electric Turbine bucket and nozzle.
US4433955A (en) * 1981-03-26 1984-02-28 General Electric Company Turbine arrangement
GB2164098B (en) * 1984-09-07 1988-12-07 Rolls Royce Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines
CH674561A5 (en) * 1987-12-21 1990-06-15 Bbc Brown Boveri & Cie
DE4228879A1 (en) * 1992-08-29 1994-03-03 Asea Brown Boveri Turbine with axial flow
CH687269A5 (en) * 1993-04-08 1996-10-31 Abb Management Ag Gas turbine group.
DE4435266A1 (en) * 1994-10-01 1996-04-04 Abb Management Ag burner
US5488825A (en) * 1994-10-31 1996-02-06 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with enhanced cooling
EP0916812B1 (en) * 1997-11-17 2003-03-05 ALSTOM (Switzerland) Ltd Final stage for an axial turbine

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2899128A (en) * 1959-08-11 Vaghi

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of WO2009118234A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009118234A1 (en) 2009-10-01
US20110038733A1 (en) 2011-02-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2025945B1 (en) Flow working machine with ring canal wall fitting
DE60133629T2 (en) METHOD FOR OPERATING A GAS TURBINE WITH ADJUSTABLE RODS
EP1609999B1 (en) Turbo machine
EP2024606B1 (en) Annular flow duct for a turbomachine through which a main flow can flow in the axial direction
EP2108784B1 (en) Flow machine with fluid injector component group
DE602004001531T2 (en) Stator scoop with double curvature
EP2260180B1 (en) Guide vane for a gas turbine
EP2255072B1 (en) Guide vane for a gas turbine and gas turbine comprising such a guide vane
EP0916812B1 (en) Final stage for an axial turbine
EP2132414B1 (en) Shiplap arrangement
DE102012000915B4 (en) Axial turbine
EP2320030B1 (en) Rotor and rotor blade for an axial turbomachine
DE102004055439A1 (en) Fluid flow machine with dynamic flow control
DE3334880A1 (en) MULTI-STAGE RADIAL COMPRESSOR, RADIAL WHEEL AND METHOD FOR COMPRESSING A FLUID
WO2009121716A1 (en) Blade for a gas turbine
DE10340773A1 (en) Rotor of a steam or gas turbine
DE102007027427A1 (en) Bucket cover tape with overhang
EP3064706A1 (en) Guide blade assembly for a flow engine with axial flow
DE102010017105A1 (en) Rotor blades for turbine plants
CH707459A2 (en) Internal cooling structure of a turbine blade.
EP2268900A1 (en) Blade for a rotating thermal engine
DE102019008225B4 (en) BLADE FOR A ROTARY MACHINE OR FLUID MACHINE AND ROTARY MACHINE OR FLUID MACHINE EQUIPPED THEREWITH
DE102017212311A1 (en) Umströmungsanordung for arranging in the hot gas duct of a turbomachine
EP1571341B1 (en) Multistage vacuum fan
DE102010044819A1 (en) Axial turbine and a method for removing a flow from an axial turbine

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: 20100921

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA RS

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: HUBER, MICHAEL

Inventor name: HOFMANN, WILLY HEINZ

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
17Q First examination report despatched

Effective date: 20140703

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R003

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

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN REFUSED

18R Application refused

Effective date: 20150418