NO752535L - - Google Patents

Info

Publication number
NO752535L
NO752535L NO752535A NO752535A NO752535L NO 752535 L NO752535 L NO 752535L NO 752535 A NO752535 A NO 752535A NO 752535 A NO752535 A NO 752535A NO 752535 L NO752535 L NO 752535L
Authority
NO
Norway
Prior art keywords
blade
cooling air
height
bucket
shovel
Prior art date
Application number
NO752535A
Other languages
English (en)
Inventor
K Mukherjee
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 NO752535L publication Critical patent/NO752535L/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
    • 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
    • F05D2260/221Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212Improvement of heat transfer by creating turbulence

Description

Foreliggende oppfinnelse angår en avkjølt rotorskovle
for en gassturbin, hvilken skovle består av en som et helt stykke støpt hul mantel som ved toppen av skovlen er lukket med et lokk.
For å få minst mulig varmespenninger i skovlene i en gassturbin tilstreber man skovlekonstruksjoner, hvor skarpe og/ eller plutselige forandringer av veggtykkelsen over tverr-
snittet såvidt mulig unngås. Dessuten er det som kjent for en god varmeovergang påkrevet med relativt høye hastigheter for kjøleluften for frembringelse av turbulente strømninger; særlig ved forholdsvis små disponible kjøleluftmengder betinger dette forholdsvis trange tverrsnitt for kjøleluftkanalene. Dessuten skal tverrsnittene for de enkelte kanaler - for oppnåelse av en bestemt ønsket fordeling av den disponible kjøleluft over de enkelte områder av skovlen - være nøyaktig definert. Særlig ved skovler med forholdsvis tykke profiler støter oppfyllelsen av disse krav under visse omstendigheter på vanskeligheter.
Til grunn for oppfinnelsen ligger således den oppgave
å skaffe tilveie en rotorskovle hvor de ovenfor nevnte betingel-ser i størst mulig utstrekning er oppfylt. Løsningen ifølge oppfinnelsen av denne oppgave utmerker seg vad at det i skovlemantelen langs dennes omkrets er anordnet et antall strømnings-kanaler for kjøleluften, hvilke kanaler strekker seg gjennom skovlens høyde og forbinder et første kjøleluftkammer i skovlens fot med et annet kjøleluftkammer i skovlens topp, at videre det annet kjøleluftkammer er åpent mot det indre hulrom og at det endelig i skovlemantelen ut fra det indre hulrom, i området for den bakre kant, er anordnet ludtavløp og gjennomgangsåpninger for kjøleluften med utstrekning over skovlens høyde.
På denne måte er det mulig i stor utstrekning å jevne
ut og i hvert tilfelle forandre jevnt og litt etter hvert de veggtykkelser som bare er bestemt ved de mekaniske egenskaper
som kreves av skovlen. De strømningskanaler som f.eks. enten allerede støpes sammen med den hule mantel eller senere - f.eks. ved hjelp av EGM-prosessen - bores i støpestykket, fordeler seg i dette tilfelle i stor utstrekning jevnt over hele skovlemantelens omkrets. De har dessuten både et definert samlet tverrsnitt og nøyaktig fastlagte enkelt tverrsnitt, og sikrer altså
en bestemt, jevn og konstant fordeling av kjøleluften på skovlens omkrets. Videre er deres totale tverrsnitt relativt lite til tross for skovleprofilets tykkelse, slik at også med små kjøle-luftmengder i disse kanaler, oppnås strømningshastigheter som er tilstrekkelige for en god varmeoverføring. Endelig er kjøle-luften i et hulrom i skovlen praktisk talt ikke utsatt for trykkfall, slik at det trykkfall som ennå er disponibelt i det annet • kjøleluftrom, kan benyttes fullstendig til kjøling av skovlens bakkant.
.Oppfinnelsen skal i det følgende beskrives nærmere i
form av et utførelseseksempel og under henvisning til tegningene hvor fig. 1 er et lengdesnitt som antydet med pilene I-l på
fig. 3 av et eksempel på den nye rotorskovle, fig. 2 er et snitt etter linjen II-II på fig. 1 eller fig..3, og fig. 3 er på sin side et snitt etter linjen III-III på fig. 1.
Den hule mantel 2 som med sin fot 1 som et helt stykke
er støpt etter presisjonsstøpemetoden for en med et forholds-
vis tykt profil forsynt skovle har på den ene side en i retning av skovlens spiss jevnt og suksessivt avtagende veggtykkelse som på den annen side - som det fremgår av fig. 3 - i et vilkårlig tverrsnitt langs hele den omkrets som omslutter det innvendige hulrom 3, er i høy grad uforanderlig. Et antall kjølekanaler 4
som er jevnt fordelt på omkretsen og strekker seg radialt fra skovlens fot 1 til skovlespissen, forbinder et i foten 1 anordnet kjøleluftrom 5 som over tilkoplingsledninger 6 er tilkoplet et ikke videre vist kjøleluftsystem, med et annet kjøleluftrom 7
i nærheten av skovlespissen. Kanalene 4 er som allerede nevnt enten allerede anordnet ved støpingen av mantelen 2 eller senere boret inn i støpestykket, f.eks. ved elektrokjemisk boring (ECM-prosessen). Som det klart fremgår av fig. 3, har praktisk talt
alle kanaler 4 det samme tverrsnitt, bare kanalen 4' som tjener til kjøling av den termisk særlig utsatte skovlenese, har et større tverrsnitt.
I området for skovlens bakre kant 8 foreligger der luft-avløp 9 over hele skovlens høyde, hvilke er forsynt med strømnings-ledeelementer 10 og hindringer 11. Det innvendige hulrom 3 i skovlen er adskilt fra luftavløpene 9 ved hjelp av steg 14 som forbinder skovlemantelens trykkside med sugesiden. Mellom de over hverandre liggende steg 14 foreligger gjennomløpsåpninger 12.
Av støpetekniske grunner er mantelen 2 ved støpningen
åpen i området for toppen av skovlen, derfor blir den i en etter-følgende arbeidsoperasjon lukket ved hjelp av et f.eks. fast-loddet lokk eller deksel 13.
Den i rommets 5 fra ikke nærmere vist kanalsystem inn-matede kjøleluft vil støttet av sentrifugalkreftene som virker under driften, først strømme gjennom kanalene 4 radialt innenfra og utover,, henholdsvis nedenfra og oppover, idet veggen i den hule mantel 2 blir intensivt avkjølt. Luften som strømmer ut av kanalene 4, samler seg i rommet 7 og blir i det innvendige hulrom 3 ved hjelp av egnet valg av totalt åpningstverrsnitt for gjennomløpsåpningene 12 stuvet sammen før den gjennom åpnin-gene 12 i den bakre kant 8 fordeles over hele skovlehøyden foran luftavløpene 9 og forlater skovlen gjennom disse luftavløp 9.
Den jevne fordeling av luften over skovlehøyden blir i dette tilfelle også understøttet av sentrifugalkreftene, mens en praktisk talt tapsfri gjennomstrømning av det innvendige hul-
rom 3 bevirker at hele det trykkfall som fortsatt foreligger etter gjennomstrømning av kanalene 4, står til disposisjon for kjøling av skovlens bakkant.

Claims (3)

1. Avkjølt rotorskovle for en gassturbin, hvilken skovle består av en som et helt stykke støpt hul mantel som ved toppen av skovlen er lukket med et lokk, karakterisert ved at det 1 skovlemantelen (2.) langs dennes omkrets er anordnet et antall strømningskanaler (4) for kjøleluften, hvilke kanaler strekker seg gjennom skovlens høyde og forbinder et første kjøleluftkammer (5) i skovlens fot (1) med et annet kjøle-luftkammer (7) i skovlens spiss (topp), at videre det annet kjøleluftkammer (7) er åpnet mot det indre hulrom (3) og at det endelig i skovlemantelen (2) ut fra det indre hulrom (3), i området for den bakre kant (8) er anordnet luftavløp (9) og gjennomgangsåpninger (12) for kjøleluften med utstrekning over skovlens høyde.
2. Skovle ifølge krav 1, karakterisert ved at gjennomgangsåpningene (12) ut fra skovlefoten (1) er fordelt på skovlens høyde, og slik dimensjonert i sitt samlede tverrsnitt at kjøleluften stuves sammen i det innvendige hulrom (3).
3. Skovle ifølge krav 1, karakterisert ved at gjennomgangsåpningene (12) er dannet mellom over hverandre liggende steg (14) i skovlemantelen (2).
NO752535A 1974-07-17 1975-07-16 NO752535L (no)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH982474A CH580750A5 (no) 1974-07-17 1974-07-17

Publications (1)

Publication Number Publication Date
NO752535L true NO752535L (no) 1976-01-20

Family

ID=4356031

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
NO752535A NO752535L (no) 1974-07-17 1975-07-16

Country Status (8)

Country Link
US (1) US3989412A (no)
JP (1) JPS5134316A (no)
CH (1) CH580750A5 (no)
FR (1) FR2278925A1 (no)
GB (1) GB1467197A (no)
IT (1) IT1041775B (no)
NO (1) NO752535L (no)
SE (1) SE395505B (no)

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5638161Y2 (no) * 1977-04-22 1981-09-07
JPS5638162Y2 (no) * 1977-06-15 1981-09-07
US4224011A (en) * 1977-10-08 1980-09-23 Rolls-Royce Limited Cooled rotor blade for a gas turbine engine
US4589824A (en) * 1977-10-21 1986-05-20 United Technologies Corporation Rotor blade having a tip cap end closure
US4236870A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Turbine blade
JPS6172668U (no) * 1984-10-18 1986-05-17
GB2260166B (en) * 1985-10-18 1993-06-30 Rolls Royce Cooled aerofoil blade or vane for a gas turbine engine
US4830575A (en) * 1988-02-08 1989-05-16 Dresser-Rand Company Spiral grooves in a turbine rotor
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
US5813835A (en) * 1991-08-19 1998-09-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Air-cooled turbine blade
US5279111A (en) * 1992-08-27 1994-01-18 Inco Limited Gas turbine cooling
GB9901218D0 (en) 1999-01-21 1999-03-10 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
EP1128023A1 (de) * 2000-02-25 2001-08-29 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenlaufschaufel
US6478535B1 (en) * 2001-05-04 2002-11-12 Honeywell International, Inc. Thin wall cooling system
EP1730389B1 (de) * 2004-03-30 2009-12-09 Alstom Technology Ltd Vorrichtung zur kühlluftbeaufschlagung einer laufschaufel
US7144215B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7210906B2 (en) * 2004-08-10 2007-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7956486B2 (en) * 2009-05-23 2011-06-07 Abel Echemendia Windmill electric generator for hydroelectric power system
EP2520764A1 (de) * 2011-05-02 2012-11-07 MTU Aero Engines GmbH Schaufel mit gekühltem Schaufelfuss
JP5881369B2 (ja) * 2011-10-27 2016-03-09 三菱重工業株式会社 タービン動翼及びこれを備えたガスタービン
EP2832953A1 (de) * 2013-07-29 2015-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
US9771816B2 (en) 2014-05-07 2017-09-26 General Electric Company Blade cooling circuit feed duct, exhaust duct, and related cooling structure
US9638045B2 (en) 2014-05-28 2017-05-02 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US9909436B2 (en) 2015-07-16 2018-03-06 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US9822653B2 (en) 2015-07-16 2017-11-21 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
GB201820669D0 (en) * 2018-12-19 2019-01-30 Rolls Royce Plc Turbine blade

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL228237A (no) * 1957-06-07
GB893706A (en) * 1960-01-05 1962-04-11 Rolls Royce Blades for fluid flow machines
US3420502A (en) * 1962-09-04 1969-01-07 Gen Electric Fluid-cooled airfoil
US3171631A (en) * 1962-12-05 1965-03-02 Gen Motors Corp Turbine blade
US3533711A (en) * 1966-02-26 1970-10-13 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbines
US3623825A (en) * 1969-11-13 1971-11-30 Avco Corp Liquid-metal-filled rotor blade
GB1355558A (en) * 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
BE794195A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz
BE794194A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube mobile refroidie pour des turbines a gaz
US3902819A (en) * 1973-06-04 1975-09-02 United Aircraft Corp Method and apparatus for cooling a turbomachinery blade

Also Published As

Publication number Publication date
SE395505B (sv) 1977-08-15
IT1041775B (it) 1980-01-10
CH580750A5 (no) 1976-10-15
GB1467197A (en) 1977-03-16
DE2434989A1 (no) 1975-10-30
FR2278925A1 (fr) 1976-02-13
DE2434989B1 (de) 1975-10-30
JPS5134316A (en) 1976-03-24
SE7508095L (sv) 1976-01-19
JPS5414245B2 (no) 1979-06-06
US3989412A (en) 1976-11-02
FR2278925B1 (no) 1979-05-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
NO752535L (no)
US4021139A (en) Gas turbine guide vane
EP1106781B1 (en) Coolable vane or blade for a turbomachine
US5660524A (en) Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
JP2580356B2 (ja) 冷却式タービン羽根
EP0789806B1 (en) Gas turbine blade with a cooled platform
NO306740B1 (no) Turbinblad for en gassturbinmotor
US7661930B2 (en) Central cooling circuit for a moving blade of a turbomachine
US6174133B1 (en) Coolable airfoil
JPS6147286B2 (no)
US5352091A (en) Gas turbine airfoil
US20140190654A1 (en) Cast features for a turbine engine airfoil
GB2267737A (en) Cooling turbo-machine stator vanes
GB2058944A (en) Vane cooling structure
NO143880B (no) Anordning ved et vaeskekjoelt rotorsystem.
US3111302A (en) Blades for fluid flow machines
JP2007224919A (ja) タービン動翼及びタービン動翼のプラットフォームを冷却する方法
AU2003204541A1 (en) Improved film cooling for microcircuits
US6261054B1 (en) Coolable airfoil assembly
WO2017045823A1 (en) Turbomachine component with cooling features and a method for manufacturing and of operation of such a turbomachine component
RU2740048C1 (ru) Охлаждаемая конструкция лопатки или лопасти газовой турбины и способ ее сборки
US5545002A (en) Stator vane mounting platform
JP2001511864A (ja) タービン翼およびそのガスタービン設備への利用
JPH02245404A (ja) 再熱蒸気タービンにおける風摩擦による発熱を軽減する装置
JPH0262709B2 (no)