NO145962B - Gassturbin-ledeskovle. - Google Patents

Gassturbin-ledeskovle. Download PDF

Info

Publication number
NO145962B
NO145962B NO753728A NO753728A NO145962B NO 145962 B NO145962 B NO 145962B NO 753728 A NO753728 A NO 753728A NO 753728 A NO753728 A NO 753728A NO 145962 B NO145962 B NO 145962B
Authority
NO
Norway
Prior art keywords
cooling air
blade
insert
openings
rear edge
Prior art date
Application number
NO753728A
Other languages
English (en)
Other versions
NO753728L (no
NO145962C (no
Inventor
Clifford Franklin
Original Assignee
Bbc Sulzer Turbomaschinen
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 Bbc Sulzer Turbomaschinen filed Critical Bbc Sulzer Turbomaschinen
Publication of NO753728L publication Critical patent/NO753728L/no
Publication of NO145962B publication Critical patent/NO145962B/no
Publication of NO145962C publication Critical patent/NO145962C/no

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187Convection cooling
    • F01D5/188Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Landscapes

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

Description

Oppfinnelsen angår en gassturbinledeskovle gjen-nomstrømmet av kjøleluft og bestående av en yttermantel og minst en innsats, idet innsatsen ligger an mot fremspring som befinner seg på innerveggen av yttermantelen, og mellom hvilke det er dannet kjøleluftkanaler som står i strømningsforbindelse med innsatsens indre hulrom over gjennomstrømningsåpninger i innsatsen, idet kjølerommene på skovlens sugeside i området for skovlenesen er skilt fra dem på trykksiden ved hjelp av en vegg mellom mantelen og innsatsen.
Gassturbinledeskovler av den ovennevnte type er f.eks. kjent fra US-PS 3 560 107. Ved disse.kjente konstruksjoner blir kjøleluften tilført det indre hulrom i innsatsen utenfra og strømmer gjennom åpningene i innsatsen på begge sider av veggen mot yttermantelen, hvorved det oppnås en intens kjøling av skovlenesen ved hjelp av en såkalt "prellekjøling". Fra skovlenesen strømmer kjøleluften deretter på begge sider av innsatsen i strømningskanaler dannet i yttermantelens innervegg mellom fremspringene til bakkanten, i hvis område der er anordnet luftavløp for matning av den brukte kjøleluft inn i den strøm av arbeidsgass som strømmer omkring skovlene.
Ved den beskrevne konstruksjon er det under visse forutsetninger, det vil f.eks. si ved relativt små kj^øleluft-mengder, og høye temperaturer på skovlens.ytterside, vanskelig å oppnå en jevn og tilstrekkelig kjøling i alle områder av skovlene. Til grunn for oppfinnelsen ligger derfor den oppgave å forbedre kjølevirkningen for den kjente konstruksjon, særlig i området for bakkanten.
Ifølge oppfinnelsen blir denne oppgave løst ved at innsatsen er forsynt med gjennomgangsåpninger for kjøleluften bare på den side av veggen som har forbindelse med kjøle-luftkanalene på skovlens trykkside, idet det nær skovl-
nesen er anbragt i og for seg kjente avløpsåpninger for den delstrøm av kjøleluften som.strømmer tilbake langs skovlens
sugeside og likeledes i og for seg kjente avløpsåpninger ved skovlens bakkant for den resterende del av kjøleluften.
På denne måte strømmer hele kjøleluftmengden fra skovlenesen først på skovlens trykkside til bakkanten. Sammenlignet med den kjente konstruksjon har kjøleluften ved samme varmeopptak derfor en betydelig lavere temperatur ved bakkanten. På grunn av delmengden av relativt kald luft som strømmer ut gjennom bakkanten, kan således oppnås en forbedret kjøling av bakkanten. For den annen delmengde av kjøleluft som fra bakkanten strømmer tilbake til skovlenesens sugeside, står et fortsatt forholdsvis stort trykkfall til disposisjon, fordi gjennomgangsåpningene gjennom yttermantelen i området for skovlenesen på skovlens sugeside er anordnet på et sted med forholdsvis- lavt statisk trykk. Denne annen delmengde inne-holder derfor' en forholdsvis stor hastighet, hvorved som kjent var-meovergangen blir forbedret. Dessuten strømmer denne delmengde på samme måte som for kjente konstruksjoner, som kjøle-hinne på yttersiden av skovlen tilbake til bakkanten. Mens hinnestrømningen og strømningen på innersiden foregår i samme retning ved kjente konstruksjoner, er den ved oppfinnelsen i motstrøm, hvilket gir en ytterligere forbedring av kjølevirk-..ningen.
På en fordelaktig måte dimensjoneres i dette til-felle -luftavløpene i bakkanten og i området for skovlenesens sugeside på en slik måte at ca. 50% av den samlede kjøleluft-mengde trer ut fra bakkanten.
Yttermantelen for den nye skovle blir på en fordelaktig måte støpt i ett stykke etter presisjonsstøpemetoden. Det er da mulig å forbedre stivheten og fastheten for bakkant-kjernen i støpeformen når de fremspring som er anordnet i yttermantelens innervegg, ender i forskjellige avstander fra bakkanten. Dessuten oppstår derved ytterligere turbulenser ved bakkanten, hvilke også forbedrer virkningen av kjøleluften på bakkanten.
Oppfinnelsen skal i det følgende beskrives nærmere i form av utførelseseksempler under henvisning til tegningene,hvor fig.1 viser en utførelse av en ledeskovle ifølge oppfinnelsen i sideriss, idet de sjiktlignende bak hverandre liggende avgrensnin-ger av de enkelte hulrom er brutt vekk i forskjellige områder, fig. 2 er et snitt etter linjen II-II på fig. 1.
Yttermantelen 1 som gir skovlen den nødvendige stabile form og mekaniske fasthet og fortrinnsvis fremstilles som et presisjonsstøpestykke i en del, omslutter et hulrom 2, hvori er skjøvet inn en hul innsats 3 fremstilt av tynne plater og ført inn gjennom den ytre, åpne skovletildekning 5 utenfra og er fast forbundet på undersiden med den indre skovletildekning 4. For dette formål har innsatsen 3 en bunn, på hvilken en plate-, mantel er fast anbragt f.eks. ved lodding og som f.eks. festes ved hjelp av en tapp i skovletildekningen 4. Denne gjensidige befestigelse som ikke er vist på tegningen, tillater en fri ut-videlse av innsatsen 3 på kapslingens side, dvs. i området for den ytre skovletildekning 5 ved eventuell oppvarming. Selv-følgelig er det også mulig å feste innsatsen 3 i den ytre dvs.
på kapslingssiden, eller i begge skovletildekninger.
Innsatsen 3 er utformet elastisk, slik at den ligger
an mot fremspring som foreligger på innerveggen av mantelen 1, hvilke i det viste eksempel er utformet som ribber 7 og forløper 1 det minste tilnærmet loddrett på skovleaksen. Selvfølgelig er det også mulig i stedet for ribber å anordne andre fremspring, såsom knaster, steg, ujevnheter osv. og å anordne de mellom dem dannede strømningsjganar for kjøleluften. skrått en vilkårlig vinkel i forhold til skovleaksen. På en fordelaktig måte kan innsatsens 3 anlegg mot ribbene 7 forbedres ved at kjøleluften fortrinnsvis trer inn i innsatsens 3 indre hulrom 2 gjennom den ytre skovlebegrensning 5, altså har sitt høyeste trykk i dette, før det opptrer trykktap, ved gjennomstrømning av skovlen.
Gjennom åpninger 6 som er anordnet i innsatsen 3 i området for skovlenesen, står det indre hulrom 2 i strømnings-forbindelse med et mellom yttermantelen 1 og innsatsen 3 anordnet turbulensrom. Derved blir skovlenesen intenst avkjølt av den fra det indre rom 2 inn i turbulensrommet 9 strømmende luft ved hjelp av såkalt "prellekjøling". Fra turbulensrommet 9 for-løper ribbene 7 og de mellom dem dannede, mot det indre hulrom 2 ved hjelp av innsatsen 3 avgrensede strømningskanaler 8 i første omgang på skovlens trykkside mot bakkanten 10 og der-fra langs sugesiden tilbake til skovlenesen, hvor de ender i et samlerom 11. Herfra fører luftavløpsåpninger 12 gjennom yttermantelen 1. Rommene 9 og 11 er skilt fra hverandre ved hjelp av en skillevegg 13. I bakkanten 10 befinner seg ytterligere luftavløpsåpninger 14, slik at kjøleluft som strømmer mellom innsatsen 3 og ribbene 7 deles opp ved bakkanten 10 og tilnærmet halvparten strømmer gjennom åpningene 14 for deres kjøling, mens resten strømmer tilbake til skovlenesens sugeside i strømningskanalene 8 på skovlens sugeside.
For å tilpasse strømningshastigheten for den reduserte luftmengde på sugesiden i det minste.tilnærmet tii den på trykksiden-ex kanalene 8 på sugesiden i sitt tverrsnitt redusert tilnærmet til halvparten sammenlignet med det for kanalene 8
på trykksiden. Ut fra samlerommet 11 strøm-mer luften gjennom åpningene 12 og som kjølehinne langs yttersiden av skovlen.
De enkelte ribber 7 ender som det fremgår av fig. 1, avvekslende med forskjellige avstander foran kanten 10. Som alle-rede nevnt-.oppnås, derved fremfor alt to fordeler. For det første får Bein ved fremstillingen av den støpte yttermantel en større fasthet for bakkantens kjerne i støpeformen og for det annet danner de ikke med ribber besatte deler foran bakkanten 10 hulrom for kjøleluften, hvori der oppstår turbulenser som forbedrer kjølevirkningen.

Claims (3)

1. Gassturbinledeskovle gjennomstrømmet av kjøleluft og bestående av en yttermantel og minst en innsats, idet innsatsen ligger an mot fremspring som befinner seg på innerveggen av yttermantelen og mellom hvilke det er dannet kjøleluftkanaler som i området for skovlenesen står i strøm-ningsforbindelse med innsatsens indre hulrom, over et turbulensrom mellom mantelen og innsatsen og over gjennomgangsåpninger i innsatsen og hvor en vegg (13) adskiller kjøle-luftkanalene (8) på"skovlens suge- og trykkside, karakterisert ved at innsatsen (3) er forsynt a med gjennomgangsåpninger (6) for kjøleluften bare på den side av veggen (13) som har forbindelse med kjøleluftkanalene på skovlens trykkside, idet det nær skovlnesen er anbragt i og for seg kjente avløpsåpninger (12) for den delstrøm av kjøle-luften som strømmer tilbake langs skovlens sugeside og likeledes i og for seg kjente avløpsåpninger (14) ved skovlens bakkant (10) for den resterende del av kjøleluften.
2. Skovle ifølge krav 1, karakterisert ved at gjennomgangsåpningene i området for bakkanten (10) er slik dimensjonert at tilnærmet 50% av den samlede kjøleluft strømmer gjennom bakkanten 10 ut av skovlen.
3. Skovle ifølge krav 1, karakterisert ved at fremspringene (7) ender med forskjellig avstand foran bakkanten (10).
NO753728A 1974-11-08 1975-11-07 Gassturbin-ledeskovle NO145962C (no)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH1495274A CH584347A5 (no) 1974-11-08 1974-11-08

Publications (3)

Publication Number Publication Date
NO753728L NO753728L (no) 1976-05-11
NO145962B true NO145962B (no) 1982-03-22
NO145962C NO145962C (no) 1982-06-30

Family

ID=4405143

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
NO753728A NO145962C (no) 1974-11-08 1975-11-07 Gassturbin-ledeskovle

Country Status (7)

Country Link
US (1) US4021139A (no)
JP (1) JPS554932B2 (no)
CH (1) CH584347A5 (no)
FR (1) FR2290569A1 (no)
GB (1) GB1489098A (no)
IT (1) IT1048628B (no)
NO (1) NO145962C (no)

Families Citing this family (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE395934B (sv) * 1976-01-19 1977-08-29 Stal Laval Turbin Ab Kyld-ihalig ledskovel for gasturbin
GB1565361A (en) * 1976-01-29 1980-04-16 Rolls Royce Blade or vane for a gas turbine engien
US4303374A (en) * 1978-12-15 1981-12-01 General Electric Company Film cooled airfoil body
US4384823A (en) * 1980-10-27 1983-05-24 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Curved film cooling admission tube
JPS5874952A (ja) * 1981-10-29 1983-05-06 Honda Motor Co Ltd 変速機における最終駆動軸用軸受の支持及び封絨装置
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
JPH0663442B2 (ja) * 1989-09-04 1994-08-22 株式会社日立製作所 タービン翼
FR2659689B1 (fr) * 1990-03-14 1992-06-05 Snecma Circuit de refroidissement interne d'une aube directrice de turbine.
FR2678318B1 (fr) * 1991-06-25 1993-09-10 Snecma Aube refroidie de distributeur de turbine.
US5503529A (en) * 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
JPH09303106A (ja) * 1996-05-16 1997-11-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼
US6254334B1 (en) 1999-10-05 2001-07-03 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402470B1 (en) 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
GB0114503D0 (en) * 2001-06-14 2001-08-08 Rolls Royce Plc Air cooled aerofoil
DE10217484B4 (de) 2001-11-02 2018-05-17 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Leitschaufel einer thermischen Turbomaschine
US7520723B2 (en) * 2006-07-07 2009-04-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers
US20100221121A1 (en) * 2006-08-17 2010-09-02 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil cooling system with near wall pin fin cooling chambers
DE102006042647A1 (de) * 2006-09-12 2008-03-27 Mtu Aero Engines Gmbh Turbine einer Gasturbine
WO2009016744A1 (ja) * 2007-07-31 2009-02-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. タービン用翼
FR2924155B1 (fr) * 2007-11-26 2014-02-14 Snecma Aube de turbomachine
GB2467790B (en) 2009-02-16 2011-06-01 Rolls Royce Plc Vane
US8961133B2 (en) * 2010-12-28 2015-02-24 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and cooled airfoil
EP2584145A1 (en) 2011-10-20 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft A cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
CN104541024B (zh) * 2012-08-20 2018-09-28 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 用于旋转机器的内部冷却式翼型件
CN103306744B (zh) * 2013-07-03 2015-04-15 中国航空动力机械研究所 导向叶片的冷却装置
US10577947B2 (en) 2015-12-07 2020-03-03 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component
US10422233B2 (en) 2015-12-07 2019-09-24 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component and component with baffle insert
US10337334B2 (en) 2015-12-07 2019-07-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with a baffle insert
US10280841B2 (en) * 2015-12-07 2019-05-07 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component and method of cooling
US10156146B2 (en) * 2016-04-25 2018-12-18 General Electric Company Airfoil with variable slot decoupling
US10450875B2 (en) 2016-10-26 2019-10-22 General Electric Company Varying geometries for cooling circuits of turbine blades
US10301946B2 (en) 2016-10-26 2019-05-28 General Electric Company Partially wrapped trailing edge cooling circuits with pressure side impingements
US10233761B2 (en) 2016-10-26 2019-03-19 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge coolant passage created by cover
US10352176B2 (en) 2016-10-26 2019-07-16 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10450950B2 (en) 2016-10-26 2019-10-22 General Electric Company Turbomachine blade with trailing edge cooling circuit
US10309227B2 (en) 2016-10-26 2019-06-04 General Electric Company Multi-turn cooling circuits for turbine blades
US10598028B2 (en) 2016-10-26 2020-03-24 General Electric Company Edge coupon including cooling circuit for airfoil
US10273810B2 (en) * 2016-10-26 2019-04-30 General Electric Company Partially wrapped trailing edge cooling circuit with pressure side serpentine cavities
US10465521B2 (en) 2016-10-26 2019-11-05 General Electric Company Turbine airfoil coolant passage created in cover
CN109879617A (zh) * 2019-03-29 2019-06-14 郑州三迪建筑科技有限公司 一种磷石膏减水阳光棚
US11814965B2 (en) 2021-11-10 2023-11-14 General Electric Company Turbomachine blade trailing edge cooling circuit with turn passage having set of obstructions

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1177035A (fr) * 1957-05-28 1959-04-20 Snecma Procédé et dispositif de refroidissement d'organes de machines
US3475107A (en) * 1966-12-01 1969-10-28 Gen Electric Cooled turbine nozzle for high temperature turbine
US3574481A (en) * 1968-05-09 1971-04-13 James A Pyne Jr Variable area cooled airfoil construction for gas turbines
US3560107A (en) * 1968-09-25 1971-02-02 Gen Motors Corp Cooled airfoil
US3567333A (en) * 1969-01-31 1971-03-02 Curtiss Wright Corp Gas turbine blade
GB1304678A (no) * 1971-06-30 1973-01-24
GB1355558A (en) * 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1400285A (en) * 1972-08-02 1975-07-16 Rolls Royce Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US4021139A (en) 1977-05-03
DE2453801B1 (de) 1975-10-02
GB1489098A (en) 1977-10-19
FR2290569A1 (fr) 1976-06-04
NO753728L (no) 1976-05-11
NO145962C (no) 1982-06-30
CH584347A5 (no) 1977-01-31
JPS554932B2 (no) 1980-02-01
DE2453801A1 (no) 1975-10-02
JPS5169708A (no) 1976-06-16
FR2290569B1 (no) 1979-07-06
IT1048628B (it) 1980-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
NO145962B (no) Gassturbin-ledeskovle.
NO752535L (no)
US6283708B1 (en) Coolable vane or blade for a turbomachine
JPS6147286B2 (no)
US5193980A (en) Hollow turbine blade with internal cooling system
JP4778621B2 (ja) 衝突冷却領域及び対流冷却領域を有するノズル空洞部挿入部材
US4529357A (en) Turbine blades
US2843354A (en) Turbine and like blades
US3574481A (en) Variable area cooled airfoil construction for gas turbines
US4474532A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
CN101008323B (zh) 带有冷却基座前缘的燃气轮机叶片和冷却基座前缘的方法
JP4256704B2 (ja) ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置
US3623825A (en) Liquid-metal-filled rotor blade
JP2010502872A (ja) 冷却形タービン動翼
GB2163218A (en) Cooled vane or blade for a gas turbine engine
CZ20004493A3 (cs) Vzduchová kapsa pro chlazení vrstvou vzduchu u profilu s uzavřeným chladicím okruhem plynové turbíny
GB2058944A (en) Vane cooling structure
JPH09507549A (ja) ガスタービンのエアフォイル
KR910010084B1 (ko) 에어포일형 터어빈 날개
US10634006B2 (en) Guide vane of a gas turbine engine, in particular of an aircraft engine
US3370829A (en) Gas turbine blade construction
GB2301405A (en) Gas turbine guide nozzle vane
US3373970A (en) Gas turbine blade
JP2010518300A (ja) タービン翼
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