NO145962B - Gassturbin-ledeskovle. - Google Patents
Gassturbin-ledeskovle. Download PDFInfo
- 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
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 39
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 3
- 238000005495 investment casting Methods 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection 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
-
- 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
- F05D2260/201—Heat 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).
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)
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)
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 |
-
1974
- 1974-11-08 CH CH1495274A patent/CH584347A5/xx not_active IP Right Cessation
-
1975
- 1975-10-30 US US05/627,367 patent/US4021139A/en not_active Expired - Lifetime
- 1975-11-07 FR FR7534150A patent/FR2290569A1/fr active Granted
- 1975-11-07 JP JP13312775A patent/JPS554932B2/ja not_active Expired
- 1975-11-07 IT IT29100/75A patent/IT1048628B/it active
- 1975-11-07 NO NO753728A patent/NO145962C/no unknown
- 1975-11-10 GB GB46385/75A patent/GB1489098A/en not_active Expired
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 |