DE1110469B - Gas turbine with reaction blades - Google Patents
Gas turbine with reaction bladesInfo
- Publication number
- DE1110469B DE1110469B DEP18232A DEP0018232A DE1110469B DE 1110469 B DE1110469 B DE 1110469B DE P18232 A DEP18232 A DE P18232A DE P0018232 A DEP0018232 A DE P0018232A DE 1110469 B DE1110469 B DE 1110469B
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- blade
- gas turbine
- blades
- turbine according
- cooling
- 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.)
- Pending
Links
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 title claims description 10
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 48
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 28
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 18
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 12
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 8
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 7
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 3
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000010439 graphite Substances 0.000 claims description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims 1
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 5
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 3
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 description 1
- 238000004512 die casting Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005245 sintering Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
- F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
- F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/32—Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
-
- 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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
-
- 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
-
- 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
- F01D5/186—Film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/045—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having compressor and turbine passages in a single rotor-module
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/073—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor and turbine stages being concentric
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
- F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
- F16J15/00—Sealings
- F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
- F16J15/40—Sealings between relatively-moving surfaces by means of fluid
- F16J15/42—Sealings between relatively-moving surfaces by means of fluid kept in sealing position by centrifugal force
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
- Y10S415/914—Device to control boundary layer
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbine mit Reaktionsbeschaufelung, die gegen die heißen Treibgase durch eine sich wenigstens über einen Teil der Oberfläche jeder Schaufel erstreckende laminare Strömung eines gasförmigen Mediums, insbesondere Luft, das wesentlich kühler ist als die Treibgase, geschützt ist.The invention relates to a gas turbine with reaction blades that act against the hot Propellant gases through a laminar layer extending over at least a portion of the surface of each blade Flow of a gaseous medium, especially air, which is much cooler than the propellant gases, protected is.
Der Schutz der Beschaufelung einer Gasturbine durch eine laminare Kühlströmung ist bekannt. Es ist ebenfalls bekannt, die Luft, die zur Bildung der genannten laminaren Strömung dient, durch Kühlkanäle im Innern der Schaufel zuzuführen. Weiterhin ist es auch bekannt, auf der Rückseite einer gekühlten Gasturbinenschaufel stromab von der Schaufelprofilspitze einen einzigen Blasspalt für das Kühlmedium anzuordnen. Schließlich ist es bekannt, zwischen Rotor und Stator der Turbine Abdichtungsvorrichtungen vorzusehen, bei denen der durch die zusätzlichen Kühlkanäle geführte Kühlstrom oben radial aus den Schaufeln in einen Ringraum im Stator austritt.The protection of the blading of a gas turbine by a laminar cooling flow is known. It It is also known to pass the air, which is used to form the said laminar flow, through cooling ducts feed inside the shovel. Furthermore, it is also known on the back of a cooled gas turbine blade downstream of the blade profile tip a single blow gap for the cooling medium to arrange. Finally, it is known to provide sealing devices between the rotor and stator of the turbine, in which the through the additional cooling channels guided cooling flow above radially out of the blades into an annular space in the stator exit.
Die vorliegende Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß bei einer Gasturbine, welche die vorstehend genannten, an sich bekannten Merkmale in Kombination aufweist, die laminare Strömung auf der Rückseite der Schaufeln durch eine einzige Blasspalte erzeugt wird, die stromabwärts von der Schaufelprofilspitze im Bereich der infolge der Reaktion beginnenden Beschleunigung der Treibgase angeordnet ist, wobei der oben aus den Schaufeln radial austretende Kühlstrom in dem als ringförmige Auskehlung im Stator ausgebildeten Ringraum nach dem stromaufwärtigen Ende der Schaufel hingeleitet wird.The present invention is characterized in that in a gas turbine which has the above has mentioned, known features in combination, the laminar flow the rear of the blades is created by a single blow gap that is downstream from the airfoil tip arranged in the area of the acceleration of the propellant gases beginning as a result of the reaction The cooling flow emerging radially from the blades at the top is in the form of an annular groove formed in the stator annulus is directed towards the upstream end of the blade.
Durch die Vereinigung all dieser Merkmale wird erreicht, daß die Gasturbine einen sehr guten Wirkungsgrad hat und daß ihre Schaufeln eine große Lebensdauer besitzen. Dadurch, daß der erfindungsgemäß radial oben aus den Schaufeln austretende Kühlstrom in den als ringförmige Auskehlung im Stator ausgebildeten Ringraum nach dem stromaufwärtigen Ende der Schaufel hingeleitet wird, ergibt sich einerseits eine sehr gute Dichtung zwischen Rotor und Stator, die es erlaubt, die auf der Reaktionsbeschaufelung beruhende Beschleunigung der Treibgase genügend hoch zu wählen, um die laminare Strömung im Bereich dieser Beschleunigung auf der Rückseite der Schaufel wirbelfrei zu halten, und andererseits ein verringerter Leistungsbedarf für die Erzeugung der Kühlluft, da diese zusammen mit den von ihr nach dem stromaufwärtigen Ende der Schaufei hingeleiteten Treibgasen in der Beschaufelung nutzbringend, d. h. unter Leistungsabgabe, ausgenutzt Gasturbine mit ReaktionsbeschaufelungBy combining all of these features it is achieved that the gas turbine has a very high degree of efficiency and that their blades have a long service life. The fact that the invention The cooling flow emerging radially from the top of the blades into the stator as an annular groove formed annulus is directed towards the upstream end of the blade, results on the one hand, a very good seal between rotor and stator, which allows the acceleration of the propellant gases based on the reaction blades to be chosen high enough to ensure the laminar flow in the area of this acceleration on the To keep the back of the blade free of eddies, and on the other hand a reduced power requirement for the generation the cooling air, as this is together with that of it towards the upstream end of the Schaufei beneficial propellant gases in the blading, d. H. under power output, exploited Gas turbine with reaction blades
Anmelder:
Robert Pouit, Asnieres, Seine (Frankreich)Applicant:
Robert Pouit, Asnieres, Seine (France)
Vertreter: Dipl.-Ing. R. H. BahrRepresentative: Dipl.-Ing. R. H. Bahr
und Dipl.-Phys. E. Betzier, Patentanwälte,and Dipl.-Phys. E. Betzier, patent attorneys,
Herne, Freiligrathstr. 19 Herne, Freiligrathstr. 19th
Beanspruchte Priorität:
Frankreich vom 28. März und 10. Juli 1956Claimed priority:
France of March 28 and July 10, 1956
Robert Pouit, Asnieres, Seine (Frankreich),
ist als Erfinder genannt wordenRobert Pouit, Asnieres, Seine (France),
has been named as the inventor
wird. Für die Gegenstände der Ansprüche 2 und 6 wird kein selbständiger Schutz beansprucht.will. No independent protection is claimed for the subjects of claims 2 and 6.
In den Figuren sind eine Reihe von Ausführungsformen einer gemäß der Erfindung ausgebildeten Turbine dargestellt.In the figures are a number of embodiments of one designed according to the invention Turbine shown.
Fig. 1 ist ein Schnitt durch eine Laufschaufel einer erfindungsgemäß ausgebildeten Turbinenbeschaufelung; Fig. 1 is a section through a blade of a turbine blading designed according to the invention;
Fig. 2V 22 und 3V 32 veranschaulichen zwei verschiedene Ausführungsformen von zwischen Rotor und Stator vorgesehenen pneumatischen Abdichtungsmitteln; FIGS. 2 V 2 2 and 3 V 3 2 illustrate two different embodiments of pneumatic sealing means provided between rotor and stator;
Fig. 4 ist ein Längsschnitt durch eine Hochdruckstufe mit Kompression und Entspannung und Einführung von Druckluft in den Rotor zwecks Isolierung und Kühlung der Schaufeln der Turbine.Fig. 4 is a longitudinal section through a high pressure stage with compression and relaxation and introduction of compressed air into the rotor to isolate and cool the blades of the turbine.
Wie aus Fig. 1 ersichtlich ist, ist vor der Profilspitze jeder Schaufell eine profilierte Maske2 angeordnet, die vorzugsweise aus hitzebeständigem, dünn ausgewalztem Metall, wie Nickel, besteht. Die Maske 2 bildet mit dem Schaufelkörper 1 Blasspalten 3. Durch Bohrungen 4 des Radkranzes des Turbinenrades wird Druckluft eingeblasen, die zwischen dem Schaufelkörper 1 und den Enden der Maske hindurchtritt und tangential zu dem Profil der Schaufel durch die Spalte 3 ausströmt, wodurch die Schaufelspitze wirksam gekühlt wird. As can be seen from Fig. 1, a profiled mask2 is arranged in front of the profile tip of each blade, which is preferably made of heat-resistant, thinly rolled metal, such as nickel. the Mask 2 forms with the blade body 1 blow gaps 3. Through holes 4 in the wheel rim of the turbine wheel compressed air is blown in, which passes between the blade body 1 and the ends of the mask and flows out tangentially to the profile of the blade through the gap 3, whereby the blade tip is effectively cooled.
Die dargestellte Schaufel bildet mit gleichartigen weiteren Schaufeln die Beschaufelung der Turbine,The blade shown forms the blades of the turbine with other blades of the same type,
109 620/145109 620/145
und zwar sind die Schaufeln derart ausgebildet und zueinander angeordnet, daß sie eine Reaktionsbeschaufelung bilden, bei der insbesondere in den Zwischenräumen zwischen den hinteren Teilen der Turbinenschaufeln eine erhebliche Beschleunigung der Treibgase unter gleichzeitiger Entspannung auftritt. Diese Beschleunigung wird erfindungsgemäß zur Aufrechterhaltung einer laminaren Kühlluftströmung, insbesondere auf dem konvexen Teil (Rückenteil I2) ausgenutzt. Zu diesem Zweck wird die die laminare Strömung bildende Kühlluft auf der Rückseite der Schaufel durch eine einzige Blasspalte 6 erzeugt, die stromab von der Schaufelprofilspitze im Bereich der infolge der Reaktion beginnenden Beschleunigung der Treibgase angeordnet ist und der die Kühlluft durch einen radialen Kanal 5 zugeführt wird, der sich ebenso wie die Spalte 6 über die ganze Höhe der Schaufel erstreckt. Der Austrittsquerschnitt der Blasspalte und die Blasrichtung kann durch eine Platte 7 fein eingestellt werden.The blades are designed and arranged in relation to one another in such a way that they form a reaction blading in which, in particular in the spaces between the rear parts of the turbine blades, a considerable acceleration of the propellant gases occurs with simultaneous expansion. According to the invention, this acceleration is used to maintain a laminar flow of cooling air, in particular on the convex part (back part I 2 ). For this purpose, the cooling air forming the laminar flow is generated on the rear side of the blade through a single blow gap 6, which is arranged downstream of the blade profile tip in the area of the acceleration of the propellant gases that begins as a result of the reaction and to which the cooling air is fed through a radial duct 5 which, like the column 6, extends over the entire height of the shovel. The exit cross-section of the blowing gap and the blowing direction can be finely adjusted by means of a plate 7.
Die Platte 7 ist vorteilhafterweise von stromaufwärts der Spalte 6 in Strömungsrichtung verlaufend angebracht, so daß diese Platte eine Abschirmung zwischen dem Körper der Schaufel und den heißen Gasen bildet, indem sie den Durchgang der Wärme abbremst und daher die Wärmeabgabe so weit verringert, daß die von dem Schaufelkörper an dieser Stelle aufgenommene Wärme durch die in den Kanal 5 strömende Luft absorbiert wird.The plate 7 is advantageously running from upstream of the column 6 in the direction of flow attached so that this plate provides a shield between the body of the blade and the hot Forms gases by slowing down the passage of heat and therefore reducing the heat dissipation to such an extent that that the heat absorbed by the blade body at this point through the in the channel 5 flowing air is absorbed.
Zu diesem Zweck wird, wie in den Zeichnungen dargestellt, die Kühlfläche des Kanals 5 zweckmäßig durch Rippen 8, die in beliebiger Weise durch Räumen hergestellt werden können, vergrößert.For this purpose, as shown in the drawings, the cooling surface of the channel 5 is expedient by ribs 8, which can be produced in any way by broaching, enlarged.
Die vom Gesichtspunkt des Wirkungsgrades bekannten Vorteile der sogenannten Reaktionsturbinen kommen aber nur dann voll zur Geltung, wenn eine gute Umfangsabdichtung zwischen dem Rotor und dem Stator vorhanden ist, die an sich um so besser wäre, je kleiner das radiale Spiel zwischen Rotor und Stator wäre. Diese Bedingung ist aber nur zu verwirklichen, wenn die radialen Ausdehnungen der Schaufeln selbst sehr gering sind und wenn, um dies zu erzielen, die Temperaturen der Schaufeln verhältnismäßig niedrig gehalten werden können.The known advantages of the so-called reaction turbines from the point of view of efficiency but only come into their own when there is a good circumferential seal between the rotor and the stator is present, which would be the better, the smaller the radial play between the rotor and stator would be. This condition can only be achieved if the radial expansions of the The blades themselves are very small and if, in order to achieve this, the temperatures of the blades are proportionate can be kept low.
Außer der Verringerung des radialen Spiels als Folge der niedrigen Temperatur der beweglichen Schaufeln werden zu diesem Zweck erfindungsgemäß zusätzliche Dichtmittel angewendet.Besides the reduction of the radial play as a result of the low temperature of the movable According to the invention, additional sealing means are used for this purpose.
Wie aus den Fig. 1 bis 4 ersichtlich, dient wenigstens ein Teil der zur Kühlung des rückwärtigen Teils der Schaufeln verwendeten Druckluft zur Erzeugung eines Gegenstromes längs des Schaufelumfangs, der dem Strom der Antriebsgase in den durch die Schaufeln gebildeten Kanälen entgegengerichtet ist.As can be seen from FIGS. 1 to 4, at least part of the serves to cool the rear Part of the blades used compressed air to generate a countercurrent along the blade circumference, which counteracts the flow of the drive gases in the channels formed by the blades is.
Der rückwärtige Teil der Schaufel besteht aus einem Hohlkörper 9, aus einer hitzebeständigen, dünn ausgewalzten Metallegierung. Durch das Innere dieses Hohlkörpers strömt in radialer Richtung Druckluft von niedriger Temperatur, die beispielsweise, wie in Fig. 2t dargestellt, durch in dem Radkranz 26 des Turbinenrades gebohrte Öffnungen 10 eingeleitet wird.The rear part of the blade consists of a hollow body 9, made of a heat-resistant, thinly rolled metal alloy. Compressed air at a low temperature flows through the interior of this hollow body in the radial direction and, for example, as shown in FIG. 2 t , is introduced through openings 10 drilled in the wheel rim 26 of the turbine wheel.
Wie in Fig. 1 dargestellt, können die verschiedenen Elemente, wie die Maske!, die Platte7 und der Hohlkörper 9 einerseits mit dem Schaufelkörper 1 durch Stifte 29 verbunden werden, welche die Elemente!, 7, 9 in Schlitzen 31 verkeilen, und andererseits mit dem Radkranz 26 der Turbinenräder durch Bleche 32, welche an den Teilen 2, 7, 9 rechtwinklig umgebogen sind. Diese Bleche werden an den Radkranz 26 in beliebiger zweckentsprechender Weise, beispielsweise durch Vernietung befestigt. Die Schaufeln können aus nicht hitzebeständigen, verhältnismäßig billigen Werkstoffen, wie Leichtmetallegierungen, z. B. Aluminiumlegierungen, hergestellt werden, die sich gut durch Preßguß oder Sintern verarbeiten lassen, so daß in wirtschaftlicher Weise Rotoren von geringer Trägheit, die mit großer Drehzahl umlaufen können, hergestellt werden können.As shown in Fig. 1, the various elements, such as the mask !, the plate 7 and the Hollow body 9 on the one hand are connected to the blade body 1 by pins 29, which the elements! 7, 9 wedge in slots 31, and on the other hand with the wheel rim 26 of the turbine wheels Metal sheets 32 which are bent over at right angles on parts 2, 7, 9. These sheets are attached to the wheel rim 26 fastened in any appropriate manner, for example by riveting. The shovels can be made from non-heat-resistant, relatively cheap materials such as light metal alloys, z. B. aluminum alloys, which work well by die casting or sintering let, so that rotors of low inertia rotating at high speed in an economical manner can, can be produced.
Die Abdichtung im Umfangsbereich kann z. B. gemäß den beiden in den Fig. 2 und 3 dargestellten Ausführungsformen erfolgen.The seal in the circumferential area can, for. B. according to the two shown in FIGS Embodiments take place.
Bei der Ausführungsform gemäß den Fig. 2t und 2., ist in dem Stator 11 eine ringförmige Auskehlung ausgespart, die teilweise durch einen vorzugsweise aus Graphit bestehenden Wulstkörper, der selbst aus mehreren dicht aneinander angeschlossenen Teilen besteht, die aneinander durch Schrauben 13 gehalten werden, teilweise ausgefüllt sein kann. Zwischen dem Wulstkörper 12 und den Schaufeln 1 ist ein Umfangsspaltl4 vorhanden, der sehr eng sein kann, da bei unvorhergesehenen Ausdehnungen die Schaufeln 1 in den Graphit gewissermaßen fräsend eindringen können, ohne daß dadurch ernste Schaden entstehen.In the embodiment according to FIGS. 2 t and 2, an annular groove is recessed in the stator 11, which is partially formed by a bead body, preferably made of graphite, which itself consists of several parts closely connected to one another and held together by screws 13 , can be partially filled out. Between the bead body 12 and the blades 1 there is a circumferential gap 14 which can be very narrow since, in the event of unforeseen expansion, the blades 1 can, as it were, penetrate the graphite by milling without causing serious damage.
Zwischen dem Statorkörper und dem Wulst 12 ist ein leerer Ringraum 15 gebildet, über den das stromabwärtige Ende der Schaufeini mit dem stromaufwärtigen in Verbindung steht.An empty annular space 15 is formed between the stator body and the bead 12, via which the downstream The end of the Schaufeini communicates with the upstream one.
Die Wirkungsweise dieser Abdichtungsanordnung ist wie folgt:This sealing arrangement works as follows:
Die Treibgase, die durch den Raum 14 strömen und die Leckverluste darstellen, werden durch die aus den Hohlkörpern 9 austretenden Kühlluftströme in eine Bahn verbracht, die sich der Form des vorwärtigen Teils des Wulstkörpers 12 anschmiegt, dessen Querschnitt an dieser Stelle Tangente an die Resultierende aus der Geschwindigkeit der den Spalt 14 durchströmenden Gase und der Austrittsgeschwindigkeit der Luft aus den Kanälen 9 ist. Die derart gebildete Gasmischung strömt über die Ringkanäle 15 um den Wulstkörper 12 herum und wird nach stromaufwärts der Schaufeini zurückgeführt, wo sie durch den allgemeinen Strom in den Entspannungskanälen 20 zwischen der Beschaufelung mitgenommen wird, um sich zusammen mit den Treibgasen zu entspannen.The propellant gases that flow through the space 14 and represent the leakage losses are through the from the hollow bodies 9 exiting cooling air flows brought into a path that follows the shape of the forward Part of the bead body 12 fits snugly, the cross section of which at this point is tangent to the resultant from the speed of the gases flowing through the gap 14 and the exit speed the air from the channels 9 is. The gas mixture formed in this way flows through the annular channels 15 around the bead body 12 and is returned upstream of the blade, where it passes through the general flow is carried along in the expansion channels 20 between the blades, to relax together with the propellant gases.
Das aus den Kanälen 9 kommende Kühlgas muß nicht nur die Gase, die in den Spalten 14 zwischen dem Stator und den Schaufeln 1 zirkulieren, sondern auch die seitlich der Spalten 14 zwischen den Schaufeln 1 befindlichen, nicht wirksam gewordenen Gase mitnehmen. Dieser Anteil an nicht entspannten Gasen stellt den wesentlichsten Teil der Verluste dar. Deshalb ist, wie in Fig. 22 dargestellt, die Austrittsstelle der Kanäle 9 erweitert, so daß die Gasstrahlen sich zwischen den Schaufehl 1 kreuzen und das zwischen den Schaufehl 1 nicht entspannte Treibgas mitreißen, so daß dieses sich in den Kanälen 20 zwischen den Schaufeln entspannen kann.The cooling gas coming from the channels 9 must not only take along the gases that circulate in the gaps 14 between the stator and the blades 1, but also the gases that have not become effective and are located to the side of the gaps 14 between the blades 1. This proportion of non-relaxed gases is the major part of the losses. Therefore, as shown in Fig. 2 2 shown, the outlet of the channels extends 9 so that the gas jets intersect between the shovels 1 and not relaxed between the shovels 1 Entrain propellant gas so that it can relax in the channels 20 between the blades.
Bei der Ausführungsform gemäß den Fig. 31 und 32 ist in dem Stator ein ringförmiger Hohlraum 16 ausgespart, der nach der Seite des Stators hin durch die Wand 17 und nach der des Rotors hin zwischen den Schaufeini desselben durch Trennwände 18 abgeschlossen ist, die zwischen den Hohlkörpern 9 der Schaufeini befestigt sind. Der Kammer 16 wirdIn the embodiment according to FIGS. 3 1 and 3 2 , an annular cavity 16 is recessed in the stator, which is closed to the side of the stator by the wall 17 and to that of the rotor between the Schaufeini of the same by partition walls 18, which are attached between the hollow bodies 9 of the Schaufeini. The chamber 16 is
durch Radialkanäle 92 Druckluft zugeführt. Die Kanäle 92 verteilen diese Luft einmal durch die stromaufwärtigen Räume 14 des Laufrades unter Mitnahme der Leckgase in stromaufwärtiger Richtung, zum anderen zwischen den Schaufeini, von wo sie nach den Entspannungskanälen 20 zwischen den Schaufeln strömen und dort die Treibgase, die aus diesen Kanälen nach dem Radumfang hin austreten wollen, zurückdrücken.through radial ducts 9 2 compressed air is supplied. The channels 9 2 distribute this air once through the upstream spaces 14 of the impeller, entraining the leakage gases in the upstream direction, and on the other hand between the blades, from where they flow to the expansion channels 20 between the blades and there the propellant gases that flow from these channels want to exit towards the wheel circumference, push back.
Bei jeder dieser Ausführungsformen strömt die die Leckgase am Austritt verhindernde Kühlluft zusammen mit den Leckgasen in stromaufwärtiger Richtung des Turbinenrades. Hierdurch wird der größte Teil der Arbeit, die für die Kompression der Druckluft aufgewendet wurde, als Entspannungsarbeit zurückgewonnen und gleichzeitig eine Kühlwirkung auf die Hohlkörper 9 ausgeübt.In each of these embodiments, the cooling air preventing the leakage gases flows together with the leakage gases in the upstream direction of the turbine wheel. This will make the greatest Part of the work that went into compressing the compressed air is recovered as relaxation work and at the same time a cooling effect is exerted on the hollow bodies 9.
Die vorstehend beschriebenen Vorrichtungen ermöglichen es, die beweglichen Beschaufelungen von Gasturbinen auf Temperaturen zu halten, die weit unterhalb der Temperaturen der Gase liegen, in welchen sich die Beschaufelung bewegt. Dieser Erfolg wird durch das Zusammenwirken der thermischen Isolierung der Schaufeln und der Kühlung ihrer rückwärtigen Teile erzielt. Der Druck der sowohl zur thermischen Isolierung wie zur Kühlung verwendeten Druckluft (die auch gleichzeitig die Abdichtung bewirkt) muß, weil die Temperatur der Luft niedriger ist als die der Antriebsgase, höher als der Gesamtdruck (der statische und dynamische Druck) der Treibgase sein, um durch Entspannung eine Geschwindigkeit zu erzielen, die wenigstens gleich der Austrittsgeschwindigkeit des Treibgases ist.The devices described above allow the movable blades of To keep gas turbines at temperatures that are far below the temperatures of the gases in which the blading moves. This success is due to the interaction of the thermal Insulation of the blades and the cooling of their rear parts achieved. The pressure of both the thermal insulation such as compressed air used for cooling (which is also the sealing caused), because the temperature of the air is lower than that of the drive gases, higher than the total pressure (the static and dynamic pressure) of the propellant gases in order to achieve a speed through relaxation to achieve that is at least equal to the exit speed of the propellant gas.
Die Druckluft kann einer äußeren Druckluftquelle entnommen oder durch einen Hilfskompressor, der durch die Turbine angetrieben wird, erzeugt werden, oder am besten einem oder mehreren Kompressoren entnommen werden, die in der Gesamtanlage ohnehin für die Versorgung der Brennkammer vorhanden sind. So wird bei der in Fig. 4 dargestellten Ausführungsform unter der Voraussetzung, daß die Stufe der Turbine zur Kühlung und Abdichtung mit Luft höchsten Druckes und höchster Temperatur versorgt werden soll, die Druckluft der letzten Druckstufe 21 durch Leitungen 22 entnommen, die in eine Sammelkammer 23 münden, in der sich die Hohlwelle 24 dreht. Die Druckluft tritt in den Hohlraum der Welle 24 ein und aus dieser über Radialkanäle 25, die in den Armen 27 vorgesehen sind, aus, um durch die in dem Radkranz 26 vorgesehenen Öffnungen 10 in die Schaufeini einzutreten.The compressed air can be taken from an external compressed air source or by an auxiliary compressor, the driven by the turbine, or preferably one or more compressors which are already present in the overall system for supplying the combustion chamber are. So in the embodiment shown in Fig. 4, provided that the stage the turbine is supplied with air at the highest pressure and temperature for cooling and sealing is to be taken, the compressed air of the last pressure stage 21 through lines 22, which in a collection chamber Open into 23, in which the hollow shaft 24 rotates. The compressed air enters the cavity of the shaft 24 in and out of this via radial channels 25 which are provided in the arms 27 in order to pass through the in the wheel rim 26 provided openings 10 to enter the Schaufeini.
Die dem Hochdruckkompressor 21 entnommene Druckluft wird vorzugsweise vor ihrer Wiedereinführung in den Rotor durch Kühlrippen 28 gekühlt. Durch die Führung in den radialen Kanälen 25 wird sie noch in für ihren Verwendungszweck vorteilhafter Weise durch Zentrifugalwirkung zusätzlich komprimiert und ihre Geschwindigkeit gesteigert.The compressed air withdrawn from the high pressure compressor 21 is preferably removed before it is reintroduced cooled in the rotor by cooling fins 28. Through the guidance in the radial channels 25 is they are additionally compressed by centrifugal action in a manner that is advantageous for their intended use and their speed increased.
In der gleichen Weise können die Turbinenräder der mittleren und niedrigen Druckstufen zwecks thermischer Isolierung, Kühlung und Abdichtung mit Druckluft, die der mittleren und unteren Druckstufe der Kompressoren der Gesamtanlage entnommen wird, versorgt werden.In the same way, the turbine wheels of the medium and low pressure stages can be supplied with compressed air for the purpose of thermal insulation, cooling and sealing, which is taken from the medium and lower pressure stage of the compressors of the overall system.
Die Erfindung ist natürlich auch bei Gasturbinen anwendbar, denen an Stelle einer Brennkammer motorisch angetriebene Treibgaserzeuger vorgeschaltet sind.The invention can of course also be used in gas turbines which are powered by a motor instead of a combustion chamber driven propellant gas generators are connected upstream.
Claims (8)
231, 218 976; C. Zietemann, »Berechnung und Konstruktion französische Patentschriften Nr. 1 090 194, der Dampfturbinen«, Springer-Verlag, Berlin, 1930, 823; io S. 202,203;491738, 386 276, 343 982; B. Eck, "Technical Fluid Mechanics", Springerschweizerische Patentschriften No. 242 703, Verlag, Berlin, 1944, pp. 149, 150;
231, 218,976; C. Zietemann, "Calculation and construction of French patents No. 1 090 194, the steam turbines", Springer-Verlag, Berlin, 1930, 823; io p. 202,203;
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR711564 | 1956-03-28 | ||
FR718343 | 1956-07-10 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1110469B true DE1110469B (en) | 1961-07-06 |
Family
ID=26183030
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEP18232A Pending DE1110469B (en) | 1956-03-28 | 1957-03-27 | Gas turbine with reaction blades |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3011762A (en) |
CH (1) | CH368973A (en) |
DE (1) | DE1110469B (en) |
FR (1) | FR1155958A (en) |
GB (1) | GB825967A (en) |
Families Citing this family (35)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2916332A (en) * | 1958-09-08 | 1959-12-08 | Vladimir H Pavlecka | Aerostatic bearings with fluid-dynamic seals |
US3409968A (en) * | 1966-10-03 | 1968-11-12 | Borg Warner | Method of making a slotted blade by extruding |
US3597102A (en) * | 1968-06-10 | 1971-08-03 | English Electric Co Ltd | Turbines |
NL7004146A (en) * | 1969-03-27 | 1970-09-29 | ||
DE2231426C3 (en) * | 1972-06-27 | 1974-11-28 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Shroudless, internally cooled axial turbine rotor blade |
US3897169A (en) * | 1973-04-19 | 1975-07-29 | Gen Electric | Leakage control structure |
US4130373A (en) * | 1976-11-15 | 1978-12-19 | General Electric Company | Erosion suppression for liquid-cooled gas turbines |
JPS5477820A (en) * | 1977-12-02 | 1979-06-21 | Hitachi Ltd | Method of cooling gas turbine blade |
US4238170A (en) * | 1978-06-26 | 1980-12-09 | United Technologies Corporation | Blade tip seal for an axial flow rotary machine |
US4335885A (en) * | 1980-08-19 | 1982-06-22 | Mechanical Technology Incorporated | Plural fluid magnetic/centrifugal seal |
DE3308140C2 (en) * | 1983-03-08 | 1985-12-19 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Multi-stage gas turbine |
US4648241A (en) * | 1983-11-03 | 1987-03-10 | United Technologies Corporation | Active clearance control |
US4576547A (en) * | 1983-11-03 | 1986-03-18 | United Technologies Corporation | Active clearance control |
US4705455A (en) * | 1985-12-23 | 1987-11-10 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent film coolant passage |
US4928978A (en) * | 1988-04-07 | 1990-05-29 | United Technologies Corporation | Rotating shaft seal |
JPH04132899A (en) * | 1990-09-25 | 1992-05-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Axial blower |
US5282718A (en) * | 1991-01-30 | 1994-02-01 | United Technologies Corporation | Case treatment for compressor blades |
EP0497574B1 (en) * | 1991-01-30 | 1995-09-20 | United Technologies Corporation | Fan case treatment |
US5474417A (en) * | 1994-12-29 | 1995-12-12 | United Technologies Corporation | Cast casing treatment for compressor blades |
US6430931B1 (en) * | 1997-10-22 | 2002-08-13 | General Electric Company | Gas turbine in-line intercooler |
CN100395432C (en) * | 2002-02-28 | 2008-06-18 | Mtu飞机发动机有限公司 | Recirculation structure for turbo chargers |
US6994514B2 (en) * | 2002-11-20 | 2006-02-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
JP4821351B2 (en) * | 2006-02-08 | 2011-11-24 | トヨタ自動車株式会社 | Chip turbine fan |
US7887300B2 (en) * | 2007-02-27 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | CMC airfoil with thin trailing edge |
DE102008037154A1 (en) * | 2008-08-08 | 2010-02-11 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbomachine |
US7956486B2 (en) * | 2009-05-23 | 2011-06-07 | Abel Echemendia | Windmill electric generator for hydroelectric power system |
FR2949518B1 (en) * | 2009-08-31 | 2011-10-21 | Snecma | TURBOMACHINE COMPRESSOR HAVING AIR INJECTORS |
DE102013210168A1 (en) * | 2013-05-31 | 2014-12-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Structural assembly for a turbomachine |
US11248473B2 (en) * | 2016-04-04 | 2022-02-15 | Siemens Energy, Inc. | Metal trailing edge for laminated CMC turbine vanes and blades |
US10315754B2 (en) | 2016-06-10 | 2019-06-11 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that include a co-flow jet |
US10106246B2 (en) | 2016-06-10 | 2018-10-23 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that include a co-flow jet |
US10683076B2 (en) | 2017-10-31 | 2020-06-16 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that include a co-flow jet |
US11293293B2 (en) | 2018-01-22 | 2022-04-05 | Coflow Jet, LLC | Turbomachines that include a casing treatment |
US11111025B2 (en) | 2018-06-22 | 2021-09-07 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that prevent the formation of ice |
WO2021016321A1 (en) | 2019-07-23 | 2021-01-28 | Gecheng Zha | Fluid systems and methods that address flow separation |
Citations (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE343982C (en) * | 1921-11-08 | Christian Lorenzen | Gas turbine with combustion air passed through the turbine blades | |
DE386276C (en) * | 1921-04-02 | 1923-12-18 | Conrad Baerwolff Dipl Ing | Runner and control tool cooling for combustion turbines |
DE491738C (en) * | 1929-02-28 | 1930-02-12 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Device for cooling the rotor blades of gas turbines, in which the coolant is guided under pressure through the hollow rotor blades |
GB340421A (en) * | 1929-01-18 | 1931-01-01 | Vladimir Kalabek | Gas turbine |
GB435906A (en) * | 1934-01-29 | 1935-10-01 | Bbc Brown Boveri & Cie | Improvements in and relating to the protection of machine parts, more particularly of turbine blades, against high temperatures |
CH218976A (en) * | 1940-12-24 | 1942-01-15 | Sulzer Ag | Gas turbine blade with air film cooling. |
DE720039C (en) * | 1935-12-14 | 1942-04-22 | Gustav Huhn Fa | Seal, consisting of a graphite or graphite carbon ring with a metallic jacket |
CH225231A (en) * | 1940-11-16 | 1943-01-15 | Sulzer Ag | Cooled hollow blade. |
GB563727A (en) * | 1942-03-12 | 1944-08-28 | British Thomson Houston Co Ltd | Improvements in and relating to sealing arrangements for elastic fluid turbines and the like |
CH242703A (en) * | 1944-12-18 | 1946-05-31 | Oerlikon Maschf | Cooled turbo machine. |
FR963823A (en) * | 1950-07-21 | |||
GB647143A (en) * | 1945-10-22 | 1950-12-06 | Edward Albert Stalker | Improvements in or relating to turbine blades |
GB680581A (en) * | 1949-05-09 | 1952-10-08 | Hermann Oestrich | Means for cooling the blades of gas turbine engines |
DE858334C (en) * | 1940-09-29 | 1952-12-04 | Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt | Device for cooling an internally cooled, hollow rotor blade for gas turbines |
US2685429A (en) * | 1950-01-31 | 1954-08-03 | Gen Electric | Dynamic sealing arrangement for turbomachines |
FR1090194A (en) * | 1952-10-31 | 1955-03-28 | Rolls Royce | Improvements in rotor and blade stator constructions for fluid machines |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE313128C (en) * | ||||
GB191210179A (en) * | 1911-05-04 | 1912-06-20 | Heinrich Holzer | Arrangement for Diminishing Clearance Losses in Turbines and Pumps for Liquids and Elastic Fluids. |
US1255650A (en) * | 1916-03-28 | 1918-02-05 | Gen Electric | Elastic-fluid turbine. |
US2378372A (en) * | 1937-12-15 | 1945-06-12 | Whittle Frank | Turbine and compressor |
CH221408A (en) * | 1941-01-23 | 1942-05-31 | Sulzer Ag | Multi-part cooled blade, especially for gas turbines. |
US2399009A (en) * | 1944-07-25 | 1946-04-23 | Gen Electric | Elastic fluid turbine |
BE481135A (en) * | 1947-03-11 | |||
GB679530A (en) * | 1947-05-23 | 1952-09-17 | Edward Archibald Stalker | Improvements in gas turbine blades |
US2622843A (en) * | 1947-12-17 | 1952-12-23 | Packard Motor Car Co | Turbine construction for turbojet engines |
US2649278A (en) * | 1948-07-15 | 1953-08-18 | Edward A Stalker | Rotor construction for fluid machines |
GB668434A (en) * | 1948-11-06 | 1952-03-19 | Helsingor Skibsvaerft Og Maski | Improvements in and relating to internal combustion turbines |
-
1956
- 1956-07-10 FR FR1155958D patent/FR1155958A/en not_active Expired
-
1957
- 1957-03-21 CH CH4411357A patent/CH368973A/en unknown
- 1957-03-25 GB GB9772/57A patent/GB825967A/en not_active Expired
- 1957-03-26 US US648605A patent/US3011762A/en not_active Expired - Lifetime
- 1957-03-27 DE DEP18232A patent/DE1110469B/en active Pending
Patent Citations (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR963823A (en) * | 1950-07-21 | |||
DE343982C (en) * | 1921-11-08 | Christian Lorenzen | Gas turbine with combustion air passed through the turbine blades | |
DE386276C (en) * | 1921-04-02 | 1923-12-18 | Conrad Baerwolff Dipl Ing | Runner and control tool cooling for combustion turbines |
GB340421A (en) * | 1929-01-18 | 1931-01-01 | Vladimir Kalabek | Gas turbine |
DE491738C (en) * | 1929-02-28 | 1930-02-12 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Device for cooling the rotor blades of gas turbines, in which the coolant is guided under pressure through the hollow rotor blades |
GB435906A (en) * | 1934-01-29 | 1935-10-01 | Bbc Brown Boveri & Cie | Improvements in and relating to the protection of machine parts, more particularly of turbine blades, against high temperatures |
DE720039C (en) * | 1935-12-14 | 1942-04-22 | Gustav Huhn Fa | Seal, consisting of a graphite or graphite carbon ring with a metallic jacket |
DE858334C (en) * | 1940-09-29 | 1952-12-04 | Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt | Device for cooling an internally cooled, hollow rotor blade for gas turbines |
CH225231A (en) * | 1940-11-16 | 1943-01-15 | Sulzer Ag | Cooled hollow blade. |
CH218976A (en) * | 1940-12-24 | 1942-01-15 | Sulzer Ag | Gas turbine blade with air film cooling. |
GB563727A (en) * | 1942-03-12 | 1944-08-28 | British Thomson Houston Co Ltd | Improvements in and relating to sealing arrangements for elastic fluid turbines and the like |
CH242703A (en) * | 1944-12-18 | 1946-05-31 | Oerlikon Maschf | Cooled turbo machine. |
GB647143A (en) * | 1945-10-22 | 1950-12-06 | Edward Albert Stalker | Improvements in or relating to turbine blades |
GB680581A (en) * | 1949-05-09 | 1952-10-08 | Hermann Oestrich | Means for cooling the blades of gas turbine engines |
US2685429A (en) * | 1950-01-31 | 1954-08-03 | Gen Electric | Dynamic sealing arrangement for turbomachines |
FR1090194A (en) * | 1952-10-31 | 1955-03-28 | Rolls Royce | Improvements in rotor and blade stator constructions for fluid machines |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB825967A (en) | 1959-12-23 |
CH368973A (en) | 1963-04-30 |
FR1155958A (en) | 1958-05-12 |
US3011762A (en) | 1961-12-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE1110469B (en) | Gas turbine with reaction blades | |
DE859089C (en) | Bladed gyroscope through which a work equipment flows | |
DE1476796C3 (en) | A component of a gas turbine system made integrally from a high-strength material | |
DE102009044585B4 (en) | Method for operating a turbine engine and arrangement in a turbine engine | |
DE69926574T2 (en) | Turbine guide grille with a cooling air control system | |
DE3711024C2 (en) | Turbine guide vane for a gas turbine engine | |
DE1601561C3 (en) | Cooled airfoil blade for an axial flow machine | |
EP1004748B1 (en) | Runner for a turbomachine | |
DE2356721B2 (en) | Cooling device for hollow rotor blades of an axially flowed turbine | |
DE2718661A1 (en) | COMPONENT WITH COOLING THROUGH FLOWABLE AGENTS | |
DE2042947A1 (en) | Blade arrangement with cooling device | |
DE2043480A1 (en) | Axial flow machine for elastic flow media | |
EP1163428A1 (en) | Guide blade and guide blade rim for a fluid-flow machine and component for delimiting a flow channel | |
EP0992656B1 (en) | Turbomachine to compress or expand a compressible medium | |
DE1576987A1 (en) | Movable shovel unit | |
DE2241194A1 (en) | FLOW MACHINE SHOVEL WITH A WING-SHAPED CROSS-SECTIONAL PROFILE AND WITH A NUMBER OF COOLING DUCTS RUNNING IN THE LENGTH DIRECTION OF THE SHOVEL | |
DE1046408B (en) | Runner for radial turbines or radial compressors, especially for gas turbine systems | |
DE3736836A1 (en) | AXIAL FLOWED GAS TURBINE | |
DE1301634B (en) | Gas turbine engine | |
DE1078814B (en) | Arrangement for cooling gas turbine rotors | |
CH308991A (en) | Method for cooling turbine blades. | |
EP1413715A1 (en) | Impingement cooling of a gas turbine rotor blade platform | |
DE1210254B (en) | Gas turbine engine with cooled turbine blades | |
DE102012209549A1 (en) | Coolant bypass line for a gas turbine | |
DE1041739B (en) | Adjustable guide vane ring for axial turbo machines, especially axial gas turbines |