DE3534905A1 - Hohle, durch ein stroemungsmittel gekuehlte turbinenschaufel - Google Patents

Hohle, durch ein stroemungsmittel gekuehlte turbinenschaufel

Info

Publication number
DE3534905A1
DE3534905A1 DE19853534905 DE3534905A DE3534905A1 DE 3534905 A1 DE3534905 A1 DE 3534905A1 DE 19853534905 DE19853534905 DE 19853534905 DE 3534905 A DE3534905 A DE 3534905A DE 3534905 A1 DE3534905 A1 DE 3534905A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
channel
wall
deflection
vane
coolant
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.)
Granted
Application number
DE19853534905
Other languages
English (en)
Other versions
DE3534905C2 (de
Inventor
Michael Harvey Littleover Derby Coney
Roger William Mickleover Derby Moss
David Anthony Mickleover Derby Richardson
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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 Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
Publication of DE3534905A1 publication Critical patent/DE3534905A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE3534905C2 publication Critical patent/DE3534905C2/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Description

Die Erfindung bezieht sich auf hohle, durch ein Strömungsmittel gekühlte Turbinenschaufeln, insbesondere in der Anwendung bei Gasturbinentriebwerken .
Hohle, gekühlte Turbinenschaufeln weisen im allgemeinen in Längsrichtung verlaufende Kanäle auf, die das Kühlmittel im allgemeinen Kühlluft, obgleich auch andere Strömungsmittel, beispielsweise geschmolzene Metalle benutzt werden können, durch die Turbinenschaufel leiten, um die Wärme von den Wänden der Turbinenschaufel aufzunehmen und zu verteilen.
Bei vielen bekannten hohlen, gekühlten Turbinenschaufeln strömt das Kühlmittel in benachbarten, in Längsrichtung verlaufenden Kanälen herauf und herunter, und die Kühlluft muß über Winkel von etwa 180° in Umlenkkanälen umgelenkt werden, die die Längskanäle verbinden. Die vorliegende Erfindung befaßt sich mit dieser letztgenannten Bauart von Turbinenschaufeln.
Diese Turbinenschaufeln, die im allgemeinen als "Schaufeln mit mehreren, hintereinanderllegenden Kanaldurchtritten" bezeichnet werden, weisen Probleme im Hinblick auf die Umlenkkanäle und die in Längsrichtung verlaufenden Kanäle auf. Wenn das Kühlmittel durch einen ersten, in Längsrichtung verlaufenden Kanal strömt und in den Umlenkkanal eintritt, muß das Kühlmittel über einen Winkel von 180° in den benachbarten, in Längsrichtung verlaufenden Kanal umgelenkt werden und die Grenzschicht des Kühlmittels, die auf einer Wand aus-
gebildet ist, welche die beiden in Längsrichtung verlaufenden Kanäle trennt, neigt dazu sich von der Wand im Umlenkkanal und dem zweiten in Längsrichtung verlaufenden Kanal abzulösen, wodurch Wirbel und Turbulenzen erzeugt werden, die Ursache für Druckverluste sind.
Es sind Versuche unternommen worden, um dieses Problem zu lösen, und zu diesem Zweck wurden eine oder mehrere Umlenkschaufeln in dem Umlenkkanal angeordnet, aber diese Umlenkschaufeln haben nur einen begrenzten Nutzen, da die Grenzschicht sich trotzdem von der Wand und den Schaufeln ablöst, so daß Wirbel und Turbulenzen in dem Umlenkkanal und dem zweiten in Längsrichtung verlaufenden Kanal erzeugt werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Turbulenzen, die im Umlenkkanal und dem zweiten in Längsrichtung verlaufenden Kanal dadurch zu vermeiden, daß das Ablösen der Grenzschicht verhindert wird, damit Druckverluste in der Kühlmittelströmung, die durch die Turbinenschaufel fließt, vermindert werden können.
Die Erfindung geht aus von einer hohlen, durch ein Strömungsmittel gekühlten Turbinenschaufel, die einen Schaufelfuß, eine Schaufelplattform und ein Schaufelblatt aufweist, wobei das Schaufelblatt wenigstens zwei in Längsrichtung verlaufende Kanäle für die Kühlmittelströmung und wenigstens einen Umlenkkanal aufweist, wo das Kühlmittel aus dem ersten in Längsrich-
tung verlaufenden Kanal in den zweiten, in Längsrichtung verlaufenden Kanal umgelenkt wird, wobei eine Wand zwischen den in Längsrichtung verlaufenden Kanälen angeordnet ist, die diese voneinander trennt. Gemäß der Erfindung ist die Anordnung derart getroffen, daß die Wand, die die beiden Kanäle trennt, einen aerodynamisch gestalteten Endabschnitt, benachbart zu dem Umlenkkanal aufweist, daß der aerodynamisch gestaltete Endabschnitt der Wand in einem Winkel gegenüber dem übrigen Teil der Wand angestellt ist, um den Umlenkradius zu vergrößern, daß der aerodynamisch gestaltete Endabschnitt der Wand nach einer zweiten Wand verläuft, die eine gegenüberliegende Begrenzung des ersten Kanals bildet, daß eine Umlenkschaufel mit einem relativ großen Umlenkradius im Abstand von dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt der Wand angeordnet ist, um einen Kanal dazwischen zu bilden, daß der Kanal zwischen dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt der Wand und der Ablenkschaufel in Strömungsrichtung von dem ersten in Längsrichtung verlaufenden Kanal nach dem zweiten in Längsrichtung verlaufenden Kanal konvergiert, daß die Umlenkschaufel um den aerodynamisch gestalteten Abschnitt der Wand herum und in den zweiten in Längsrichtung verlaufenden Kanal hinein verläuft, um das Kühlmittel, welches von dem ersten Kanal in den zweiten Kanal fließt, über den konvergierenden Kanal zu leiten, der zwischen dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt der Wand und der Umlenkschaufel verläuft, damit die Strömung im wesentlichen parallel zu der Wand verläuft, und daß die Umlenkschaufel das um die Umlenkschaufel strömende Kühl-
mittel im wesentlichen parallel zu dem Kühlmittel richtet, welches den konvergierenden Kanal verläßt, so daß eine Ablösung der Grenzschicht des Kühlmittels von der Wand verhindert wird, damit Druckverluste im Umlenkkanal vermindert werden.
Die Umlenkschaufel kann einen Schwanz aufweisen, der in Längsrichtung der Schaufel parallel zu der Wand in den zweiten Kanal hinein verläuft, um Kühlmittel, das den konvergierenden Kanal zwischen dem aerodynamischen Endabschnitt der Wand und der Umlenkschaufel verläßt, im wesentlichen parallel zur Seitenwand zu richten .
Das Schaufelblatt ist durch eine Druckseitenwand und eine Saugseitenwand definiert, und die Saugseitenwand kann mit Anzapföffnungen versehen sein, wobei eine Anzapföffnung in dem konvergierenden Kanal benachbart zum Vorderrand des aerodynamisch gestalteten Endabschnitts der Wand und eine Anzapföffnung in dem Umlenkkanal benachbart zum Vorderrand der Umlenkschaufel angeordnet ist.
Die Wand und die Umlenkschaufeln können einen Winkel von im wesentlichen 90° gegenüber der Druckseite und der Saugseite des Schaufelblattes bilden, um eine Ablösung der Kühlmittelströmung von der Wand und der Umlenkschaufel an der Saugwand zu verhindern.
Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 eine teilweise geschnittene Seitenansicht eines Gasturbinentriebwerks, dessen Turbine durch Strömungsmittel gekühlte hohle Schaufeln gemäß der Erfindung aufweist;
Fig. 2 in größerem Maßstab eine Schnittansicht einer hohlen, durch Strömungsmittel gekühlten Turbinenschaufel der Turbine gemäß Fig . 1 ;
Fig. 3 in größerem Maßstab die Strömungsumkehrstelle der hohlen gekühlten Turbinenschaufel nach Fig. 2;
Fig. 4 eine der Figur 3 entsprechende Teilschnittansicht einer abgewandelten Ausführungsform der Strömungsmittelumlenkung ;
Fig. 5 eine den Figuren 3 und 4 entsprechende Teilschnittansicht einer weiteren Ausführungsform der Strömungsmittelumkehr;
Fig. 6 einen Schnitt nach der Linie A-A gemäß Fig. 2.
Figur 1 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 10, welches als
Turbofan-Triebwerk ausgebildet ist und in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlaß 12, ein Gebläse und einen Zwischendruck-Kompressor aufweist, die gemeinsam mit den Bezugszeichen 14 bezeichnet sind und weiter einen Hochdruck-Kompressor 18, eine Verbrennungseinrichtung 20, einen Turbinenteil 22 und eine Abgasdüse 24 aufweisen. Das Gasturbinentriebwerk arbeitet in bekannter Weise, d.h. die Luft wird durch den Fan, den Zwischendruck-Kompressor und den Hochdruckkompressor 14 bzw. 18 verdichtet, bevor sie der Verbrennungseinrichtung 20 zugeführt wird. Der Brennstoff wird in die Verbrennungseinrichtung eingespritzt und in der komprimierten Luft verbrannt, um heiße Gase zu erzeugen, die die Turbinen im Turbinenteil 22 antreiben, bevor die Turbinengase das Gasturbinentriebwerk 10 über die Abgasdüse 24 verlassen. Die Turbinen treiben den Fan, den Zwischendruck- und den Hochdruck-Kompressor über in der zeichnung nicht dargestellte Wellen an. Der Fan liefert einen zusätzlichen Schub, indem er die Luft in einem Fankanal beschleunigt, der das Kerntriebwerk umschließt.
Der Turbinenteil 22 umfaßt einen Statoraufbau 26 mit einem Gehäuse 28, welches die Begrenzung für die Heißgasströmung darstellt und die Statorschaufeln 30 trägt und eine Abschirmung für eine oder mehrere Stufen von Rotorschaufeln. Eine Rotorstufe 32 umfaßt eine oder mehrere Turbinenscheiben 34, die in Umfangsrichtung nebeneinander angeordnete, radial verlaufende Turbinenschaufeln tragen. Die Turbinenscheiben 34 sind über die Wellen 38 mit dem Kompressor verbunden.
Die Turbinenschaufeln 36 sind im einzelnen in Fig. 2
dargestellt. Es sind hohle, gekühlte Turbinenschaufeln der Bauart mit mehreren, hintereinander liegenden Kanälen- Die Turbinenschaufel 36 weist einen Schaufelfuß 40, eine Schaufelplattform 42 und ein Schaufelblatt 44 auf. Das Schaufelblatt 44 weist einen Vorderrand 46 und einen Hinterrand 48 sowie eine Saugseite 50 und eine Druckseite 52 auf, die sich vom Vorderrand nach dem Hinterrand erstrecken, um das stromlinienförmige Schaufelprofil zu definieren. Das Schaufelblatt besitzt außerdem eine Abschlußwand 54, an der am weitesten von der Plattform 42 entfernt liegenden Stelle. Außerdem sind mehrere innere Zwischenwände 56, 58, 60, 62 und 64 vorgesehen, die in Längsrichtung des Schaufelblattes von der Plattform 42 oder der spitzen Abschlußwand 54 verlaufen, um innerhalb des Schaufelblattes mehrere, in Längsrichtung verlaufende Kanäle 66, 68, 70, 72, 74 und 76 auszubilden. An den in Längsrichtung äußersten Enden des Schaufelblattes 44 sind Umlenkkanäle 78, 80 und 82 sowie 84 angeordnet, die die Kanäle 76, 74, 72 und 70 verbinden und einen Strömungskanal für das Kühlmittel bilden. Die Spitzen-Abschlußwand 54 weist eine Anzahl von öffnungen 86, und 90 auf, die mit den Kanälen 66, 68 und 82 in Verbindung stehen, damit das Kühlmittel über die Schaufelspitze des Schaufelblattes 44 ausgeblasen werden kann, um eine Kühlung zu bewirken und um den Leckstrom des Antriebsmittels zwischen der Schaufelspitze und der äußeren Begrenzung des Strömungskanals zu vermindern.
Die in Längsrichtung verlaufende Innenwand 64 in der Nähe der Hinterkante des Schaufelblattes 44 besitzt einen aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92, be-
nachbart zum Umlenkkanal 78. Der aerodynamisch gestaltete Endabschnitt 92 der Wand 64 ist in einem Winkel gegenüber der übrigen Wand 64 angeordnet und der stromlinienförmig gestaltete Endabschnitt 92 erstreckt sich nach dem Hinterrand 48 der Druckwand bzw. der Saugwand 52 bzw. 50.
Eine Umlenkschaufel 94 mit relativ großem Umlenkradius liegt innerhalb des Umlenkkanals 78 und befindet sich im Abstand von dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 der Wand 64, um einen konvergenten Kanal 96 dazwischen zu erzeugen. Die Umlenkschaufel 94 erstreckt sich um den aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 der Wand 64, derart, daß der Vorderrand der Umlenkschaufel 94 benachbart zum Vorderrand des aerodynamisch gestalteten Endabschnitts 92 der Wand 64 liegt und der Hinterrand der Umlenkschaufel 94 sich in den Kanal 74 erstreckt und benachbart zur Hinterkante des aerodynamisch gestalteten Endabschnitts 92 liegt, wo der Endabschnitt 92 in den übrigen Teil der Wand 64 übergeht.
Der konvergente Kanal 96 konvergiert in Richtung vom Vorderrand nach dem Hinterrand der Umlenkschaufel 94. Der Hinterrand 48 des Schaufelblattes 44 ist mit mehreren Auslaßschlitzen 98 oder mit Löchern versehen, um Kühlmittel auf dem Kanal 76 über die Hinterkante des Schaufelblattes 44 zwecks Filmkühlung austreten zu lassen. Der Schaufelfuß 40 und die Plattform 42 besitzen Kanäle 100, 102 und 104, die Kühlmittel, gewöhnlich Luft, liefern, die vom Kompressor 14 oder 18
den in Längsrichtung verlaufenden Kanälen 66 und 76 des Schaufelblattes 44 der Turbinenschaufel 36 geliefert wird.
Figur 3 zeigt den Umlenkkanal 78 und die zugeordnete Umlenkschaufel 94 und den aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 der in Längsrichtung verlaufenden Wand 64 in größerem Maßstab. Der Konvergentkanal 96 ist deutlich erkennbar und er befindet sich zwischen dem glatt gestalteten aerodynamischen Endabschnitt 92 und der Umlenkschaufel
Im Betrieb strömt Kühlluft, die vom Kompressor 14 oder 18 geliefert wird, durch die Kanäle 10O5 102 und 104 in die in Längsrichtung verlaufenden Kanäle 66 bzw. 76 im Schaufelblatt 44. Die Kühlluft im Kanal 66 am Vorderrand des Schaufelblattes 44 strömt in Längsrichtung des Schaufelblattes 44 nach der Schaufelspitze, wo die Kühlluft durch die öffnung 86 abströmt.
Die Kühlluft im Kanal 76 strömt in Längsrichtung im Schaufelblatt 44 nach der Spitze, wo die Kühlluft in den Umlenkkanal 78 eintritt und um 180° abgelenkt wird und in den Kanal 74 einströmt. Dann strömt die Kühlluft längs des Kanals 74 und wird wiederum um 180° in dem Umlenkkanal 80 in den Kanal 72 umgelenkt, und in gleicher Weise wird die Kühlluft um 180° in den Umlenkkanälen 82 und 84 umgelenkt, um in die Kanäle 70 bzw. 68 einzutreten. Ein Teil der Kühlluft in dem Umlenkkanal 82 strömt durch die öffnung 90 ab und die Kühlluft, die durch den Kanal
strömt, fließt durch die öffnung 88,um die Schaufelspitzenwand 54 des Schaufelblattes 44 zu kühlen.
Wie oben erwähnt, löst sich die über die Umlenkkanäle fließende Kühlluft vom Endabschnitt der in Längsrichtung verlaufenden Wände ab, wenn sie um den Endabschnitt der Wände herumströmt und dies ergibt Turbulenzen, die zu Druckverlusten in den Kanälen führen. Die bei bekannten Schaufeln angewandten Umlenkschaufeln im Umlenkkanal der Turbinenschaufeln hatten keinen besonders günstigen Einfluß.
Durch die Erfindung werden die Druckverluste in den Umlenkkanälen 78 dadurch vermindert, daß die in Längsrichtung verlaufende Wand 64 mit einem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 ausgestattet wird, der gegenüber der übrigen Wand 64 im Winkel angestellt ist. Dadurch wird der Umlenkradius für die Kühlluftströmung um den Endabschnitt 92 der Wand 64 vergrößert, und es wird eine glatte, gekrümmte Oberfläche für die Kühlluftströmung geschaffen, wodurch eine Ablösung der Grenzschicht vermindert wird. Eine Umlenkschaufel 94 erstreckt sich um den aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 der Wand 64 und die Umlenkschaufel besitzt einen relativ großen Umlenkradius und einen relativ großen Oberflächenbereich im Hinblick auf die Breite des Kanals 96, wodurch das Anhaften der Grenzschicht der Kühlluft an der Umlenkschaufel 94 begünstigt wird. Die um die Umlenkschaufel 94 strömende Kühlluft wird durch die Umlenkschaufel 94 so gerichtet, daß sie im wesentlichen parallel zu der Wand 64 ab-
15 -
strömt, wenn sie in den Kanal 74 eintritt.
Die Kühlluft, die durch den Konvergentkanal 96 zwischen dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 der Wand 64 und der Umlenkschaufel 94 hindurchfließt, wird ebenfalls durch die Umlenkschaufel 94 so gerichtet, daß sie im wesentlichen parallel zur Wand 64 strömt, wenn sie in den Kanal 74 eintritt. Durch die Verwendung eines Konvergentkanals 96 wird die Lösung der Grenzschicht der Kühlluft von dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 der Wand 64 verringert.
Es ist ersichtlich, daß durch Richtung der den Konvergentkanal 96 verlassenden Luft und der Kühlluft, die um die Ablenkschaufel 94" im wesentlichen parallel zur Wand 64 und parallel zueinander in den Kanal 74 strömt, die Turbulenz und Ablösung der Kühlluft von der Wand 64 vermindert werden, weil diese beiden Kühl luftströme nicht aufeinandertreffen und sich stören und die Kühlluft von der Wand 64 nicht wegrichten.
Der Umlenkkanal 78 konvergiert ebenfalls in Richtung der Strömung der Kühlluft vom Kanal 76 nach dem Kanal 74 und dies unterstützt eine Verhinderung oder Begrenzung der Ablösung der Strömung.
Figur 4 zeigt ein abgewandeltes Ausführungsbeispiel des Umlenkkanals 78 gemäß Figur 3. Die Umlenkschaufel 94 ist mit einem Schwanz 106 versehen, der von der
Umlenkschaufel 94 parallel zur Wand 64 in den Kanal 74 hineinsteht um zu gewährleisten, daß die Kühlluft, die in den Konvergentkanal 96 eintritt, längs des Kanals 74 parallel zur Wand 64 gerichtet wird.
Figur 5 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel des Umlenkkanals 78 gemäß Figur 3. Der Umlenkkanal 78 ist mit Anzapf löchern 108 und 110 versehen, die in der Saugseite 50 des Schaufelblattes 44 vorgesehen sind. Das Abzapfloch 108 liegt in dem Konvergentkanal 96 zwischen der Umlenkschaufel 94 und dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 dicht am Vorderrand des End· abschnitts 92, und das Abzapfloch 110 liegt über der Umlenkschaufel 94 nahe am Vorderrand. Die Abzapf löcher 108 und 110 verhindern eine Ablösung der Kühlluftströmung von dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 und der Ablenkschaufel 94 an den Vorderrändern, wo die Ablösung zu beginnen pflegt, so daß eine glattere Strömung erzielt wird.
Figur 6 zeigt die in Längsrichtung verlaufenden Kanäle 66, 68, 70, 72, 74 und 76 und die Wände 56, 58, 60, und 64 im Querschnitt. Die Wände 56, 58, 60, 62 und verlaufen im wesentlichen senkrecht zur Saugseite und zur Druckseite 50 bzw. 52. Die Wände sind vorzugsweise unter diesem Winkel angeordnet, weil die Wände 56, 58, 60, 62 und 64 gegenüber der Senkrechten zu den Seitenwänden unter Winkeln angestellt sind, die wesentlich anders sind als die Winkel, unter denen eine Ablösung der Kühlluft auftritt. Wenn die Wände 56, 58, 60, 62 und 64 in einem Winkel von etwa 27° bis 30° gegenüber
der Seitenwand angestellt sind, dann strömt die Kühlluft, die über die Ablenkschaufel 94 und den Endabschnitt 92 und die anderen Wände 56, 58, 60 und 62 fließt, auf die Druckseitenwand 52 an der Druckseite und von der Saugseitenwand 50 an der Saugseite weg. Dies kann als konvergierende Strömung an der Druckseitenwand betrachtet werden und als eine divergierende Strömung an der Saugseite, und demgemäß als Trennung der Kühlluftströmung von der Saugseite 50 über die Schaufel 94 und den aerodynamisch gestalteten Endabschnitt 92 der Wand 64 im Kanal 102.
Die Verwendung einer Umlenkschaufel und des aerodynamisch gestalteten Endabschnitts, der im Winkel gegenüber der übrigen Innenwand angestellt ist, um einen konvergierenden Kanal zu erzeugen, kann auch auf die anderen Innenwände des Schaufelblattes angewandt werden und nicht nur auf die Innenwand, die benachbart zum Hinterrand liegt, wie dies in der Zeichnung dargestellt ist.
Die Ablenkschaufel und der aerodynamisch gestaltete Endabschnitt, der gegenüber dem restlichen Teil einer Innenwand im Winkel angestellt ist, kann auf die Schaufelblätter jeder hohlen Turbinenschaufel angewandt werden, die wenigstens zwei in Längsrichtung verlaufende Kanäle besitzt, welche durch eine Wandung getrennt sind.

Claims (5)

  1. Patentanwälte : : : QVpA.-1 ng. Curt Wallach
    Europäische Patentvertreter Dipl.-lng.6üntherKoch
    European Patent Attorneys Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach
    ο r ο / η η tr Dipl.-lng. Rainer Feldkamp
    ο bo4yUo
    D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (O 89) 2 60 80 78 · Telex 5 29 513 wakai d
    Datum.- 30- September 1985
    Rolls-Royce Limited 1fl 1P7 vl.
    Buckingham Gate UnserZeichen: 18 187 " K/Ap
    London SW1E 6AT
    England
    Hohle, durch ein Strömungsmittel gekühlte Turbinenschaufel
    Patentansprüche:
    Hohle, strömungsmittelgekühlte Turbinenschaufel mit einem Schaufelfuß, einer Schaufelplattform und einem Schaufelblatt, welch letzteres wenigstens zwei in Längsrichtung verlaufende Kanäle für ein Kühlmittel aufweist, wobei wenigstens ein Umlenkkanal vorgesehen ist, über den das *
    Kühlmittel von dem ersten, in Längsrichtung \
    verlaufenden Kanal in den zweiten, in Längsrichtung verlaufenden Kanal umgelenkt wird, und wobei eine Wand zwischen den in Längsrichtung verlaufenden Kanälen angeordnet ist, die diese voneinander trennt,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Wand (64) einen aerodynamisch gestalteten Endabschnitt (92) benachbart zum Umlenkkanal (78) aufweist, daß der aerodynamisch gestaltete Endabschnitt (92) der Wand in einem Winkel gegenüber der übrigen Wand (64) angestellt ist, um den Umlenkradius zu vergrößern, daß der aerodynamisch gestaltete Endabschnitt (92) der Wand nach einer zweiten Wand (48)
    hin verläuft, die eine gegenüberliegende Begrenzung des ersten Kanals (76) bildet, daß eine Umlenkschaufel (94) mit einem relativ großen Umlenkradius im Abstand zu dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt (92) der Wand (64) angeordnet ist, um dazwischen einen Kanal (96) zu bilden, daß der Kanal (96) zwischen dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt (92) und der Umlenkschaufel (94) in Strömungsrichtung von dem ersten in Längsrichtung verlaufenden Kanal (76) nach dem zweiten in Längsrichtung verlaufenden Kanal (74) konvergiert, daß die Umlenkschaufel (94) sich um den aerodynamisch gestalteten Endabschnitt (92) der Wand nach dem zweiten in Längsrichtung verlaufenden Kanal (74) erstreckt, um das durch den konvergierenden Kanal (96) strömende Kühlmittel im wesentlichen parallel zur Wand (64) zu richten, und daß die Umlenkschaufel (94) das Kühlmittel, welches um die Umlenkschaufel (94) herumströmt, im wesentlichen parallel zu der Kühlströmung richtet, die den Konvergentkanal (96) verläßt, um eine Ablösung der Grenzschicht des Kühlmittels von der Wand (64) zu verhindern und um Druckverluste im Umlenkkanal (78) zu vermindern .
  2. 2. Hohle Turbinenschaufel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Umlenkschaufel (94) einen Schwanz (106) aufweist, der sich in
    Längsrichtung der Schaufel parallel zur Wand (64) in den zweiten Kanal (74) erstreckt um Kühlmittel, welches den Kanal (96) zwischen dem aerodynamisch gestalteten Endabschnitt (92) und der Wand (64) und der Umlenkschaufel (94) gebildet ist, im wesentlichen parallel zur Wand (64) zu richten.
  3. 3. Hohle Turbinenschaufel nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Schaufelblatt durch eine Saugseitenwand und eine Druckseitenwand definiert ist, daß die Saugseitenwand mit Anzapföffnungen versehen ist, wobei ein Anzapfloch (108) in dem konvergierenden Kanal (96) benachbart zum Vorderrand des aerodynamisch gestalteten Abschnitts (92) der Wand (64) und ein weiteres Anzapfloch (110) in den Umlenkkanal (78) benachbart zum Vorderrand der Umlenkschaufel (94) angeordnet ist.
  4. 4. Hohle Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Wand (64) und die Umlenkschaufel (94) einen Winkel von etwa 90° gegenüber der Druck- und Saugseitenwand (52 bzw. 50) des Schaufelblattes einschließen, um ein Ablösen des Kühlmittels von der Wand (64) und der Umlenkschaufel (94) an der Saugseite (50) zu verhindern.
  5. 5. Gasturbinentriebwerk, dadurch gekennzeichnet, daß es wenigstens eine hohle gekühlte Turbinenschaufel gemäß einem der Ansprüche 1 bis 4 aufweist.
DE3534905A 1984-10-04 1985-09-30 Gekühlte hohle Turbinenschaufel Expired - Lifetime DE3534905C2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB08425092A GB2165315B (en) 1984-10-04 1984-10-04 Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE3534905A1 true DE3534905A1 (de) 1986-04-10
DE3534905C2 DE3534905C2 (de) 2000-10-12

Family

ID=10567701

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE3534905A Expired - Lifetime DE3534905C2 (de) 1984-10-04 1985-09-30 Gekühlte hohle Turbinenschaufel

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4604031A (de)
JP (1) JPS6189901A (de)
DE (1) DE3534905C2 (de)
FR (1) FR2571428B1 (de)
GB (1) GB2165315B (de)

Families Citing this family (78)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4767268A (en) * 1987-08-06 1988-08-30 United Technologies Corporation Triple pass cooled airfoil
US4753575A (en) * 1987-08-06 1988-06-28 United Technologies Corporation Airfoil with nested cooling channels
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
US5002460A (en) * 1989-10-02 1991-03-26 General Electric Company Internally cooled airfoil blade
FR2798423B1 (fr) * 1990-01-24 2002-10-11 United Technologies Corp Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz
FR2798421B1 (fr) * 1990-01-24 2002-10-11 United Technologies Corp Pales refroidies pour moteurs a turbine a gaz
GB9014762D0 (en) * 1990-07-03 1990-10-17 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil vane
US5281084A (en) * 1990-07-13 1994-01-25 General Electric Company Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes
US5704763A (en) * 1990-08-01 1998-01-06 General Electric Company Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements
US5165852A (en) * 1990-12-18 1992-11-24 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways
US5156526A (en) * 1990-12-18 1992-10-20 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a single row of coolant passageways
JPH0510102A (ja) * 1991-07-02 1993-01-19 Hitachi Ltd ガスタービン翼及びガスタービン装置
US5299418A (en) * 1992-06-09 1994-04-05 Jack L. Kerrebrock Evaporatively cooled internal combustion engine
US5688107A (en) * 1992-12-28 1997-11-18 United Technologies Corp. Turbine blade passive clearance control
GB9402442D0 (en) * 1994-02-09 1994-04-20 Rolls Royce Plc Cooling air cooled gas turbine aerofoil
US5488825A (en) * 1994-10-31 1996-02-06 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with enhanced cooling
US5507621A (en) * 1995-01-30 1996-04-16 Rolls-Royce Plc Cooling air cooled gas turbine aerofoil
DE19634237A1 (de) * 1996-08-23 1998-02-26 Asea Brown Boveri Kühlbare Schaufel
US6257830B1 (en) * 1997-06-06 2001-07-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
JPH11241602A (ja) * 1998-02-26 1999-09-07 Toshiba Corp ガスタービン翼
US6474947B1 (en) 1998-03-13 2002-11-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Film cooling hole construction in gas turbine moving-vanes
GB9821639D0 (en) 1998-10-06 1998-11-25 Rolls Royce Plc Coolant passages for gas turbine components
DE69940948D1 (de) * 1999-01-25 2009-07-16 Gen Electric Interner Kühlkreislauf für eine Gasturbinenschaufel
DE19921644B4 (de) 1999-05-10 2012-01-05 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
US6192670B1 (en) 1999-06-15 2001-02-27 Jack L. Kerrebrock Radial flow turbine with internal evaporative blade cooling
US6247896B1 (en) * 1999-06-23 2001-06-19 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
CA2347888A1 (en) * 1999-09-16 2001-03-22 Masanori Yuri Film cooling hole structure of gas turbine moving blade
US6257831B1 (en) * 1999-10-22 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
EP1223308B1 (de) * 2000-12-16 2007-01-24 ALSTOM Technology Ltd Komponente einer Strömungsmaschine
AU2002342500A1 (en) 2001-12-10 2003-07-09 Alstom Technology Ltd Thermally loaded component
US6672836B2 (en) * 2001-12-11 2004-01-06 United Technologies Corporation Coolable rotor blade for an industrial gas turbine engine
DE50304226D1 (de) * 2002-03-25 2006-08-24 Alstom Technology Ltd Gekühlte turbinenschaufel
US6746209B2 (en) * 2002-05-31 2004-06-08 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies
DE102004011151B4 (de) * 2003-03-19 2015-11-26 Alstom Technology Ltd. Turbinenschaufel
US6955523B2 (en) * 2003-08-08 2005-10-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a turbine vane
US6939102B2 (en) * 2003-09-25 2005-09-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Flow guide component with enhanced cooling
US7185662B2 (en) * 2003-11-14 2007-03-06 United Technologies Corporation Methods of preparing, cleaning and repairing article and article repaired
EP1577497A1 (de) * 2004-03-01 2005-09-21 ALSTOM Technology Ltd Strömungsmaschinenschaufel mit interner Kühlung
US7059825B2 (en) * 2004-05-27 2006-06-13 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7137780B2 (en) * 2004-06-17 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Internal cooling system for a turbine blade
US7131817B2 (en) * 2004-07-30 2006-11-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7144215B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7198467B2 (en) * 2004-07-30 2007-04-03 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
JP5240926B2 (ja) * 2005-07-04 2013-07-17 ベール ゲーエムベーハー ウント コー カーゲー 羽根車
US20070122280A1 (en) 2005-11-30 2007-05-31 General Electric Company Method and apparatus for reducing axial compressor blade tip flow
US7632071B2 (en) * 2005-12-15 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
US10180074B2 (en) * 2005-12-16 2019-01-15 Mehmet Arik Wireless monitoring system
US8083485B2 (en) * 2007-08-15 2011-12-27 United Technologies Corporation Angled tripped airfoil peanut cavity
FR2954798B1 (fr) * 2009-12-31 2012-03-30 Snecma Aube a ventilation interieure
GB201102719D0 (en) * 2011-02-17 2011-03-30 Rolls Royce Plc Cooled component for the turbine of a gas turbine engine
US9206696B2 (en) 2011-08-16 2015-12-08 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US8864467B1 (en) * 2012-01-26 2014-10-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
US8985940B2 (en) * 2012-03-30 2015-03-24 Solar Turbines Incorporated Turbine cooling apparatus
EP2692991A1 (de) * 2012-08-01 2014-02-05 Siemens Aktiengesellschaft Kühlung von Turbinenschaufeln oder -flügeln
US9314838B2 (en) 2012-09-28 2016-04-19 Solar Turbines Incorporated Method of manufacturing a cooled turbine blade with dense cooling fin array
US9206695B2 (en) 2012-09-28 2015-12-08 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with trailing edge flow metering
US9228439B2 (en) 2012-09-28 2016-01-05 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with leading edge flow redirection and diffusion
US9850761B2 (en) 2013-02-04 2017-12-26 United Technologies Corporation Bell mouth inlet for turbine blade
EP2832953A1 (de) * 2013-07-29 2015-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
US9551226B2 (en) 2013-10-23 2017-01-24 General Electric Company Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile
US9638041B2 (en) 2013-10-23 2017-05-02 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric base contour
US9670784B2 (en) 2013-10-23 2017-06-06 General Electric Company Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling
US9528379B2 (en) 2013-10-23 2016-12-27 General Electric Company Turbine bucket having serpentine core
US9797258B2 (en) * 2013-10-23 2017-10-24 General Electric Company Turbine bucket including cooling passage with turn
US9551229B2 (en) 2013-12-26 2017-01-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with an internal cooling system having trip strips with reduced pressure drop
EP3059394B1 (de) * 2015-02-18 2019-10-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Turbinenschaufel und Turbinenschaufelsatz
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
DE102015112643A1 (de) * 2015-07-31 2017-02-02 Wobben Properties Gmbh Windenergieanlagen-Rotorblatt
US10677541B2 (en) 2015-12-15 2020-06-09 Technion Research & Development Foundation Limited Acoustic resonance excited heat exchange
US10260355B2 (en) 2016-03-07 2019-04-16 Honeywell International Inc. Diverging-converging cooling passage for a turbine blade
JP6928170B2 (ja) * 2017-08-24 2021-09-01 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト タービンロータ翼形、および動翼内の空洞における圧力損失を低減するための対応方法
US10837291B2 (en) * 2017-11-17 2020-11-17 General Electric Company Turbine engine with component having a cooled tip
US11002138B2 (en) * 2017-12-13 2021-05-11 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with lower turning vane bank
US10655476B2 (en) * 2017-12-14 2020-05-19 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with airfoils having improved dust tolerance
EP3862537A1 (de) * 2020-02-10 2021-08-11 General Electric Company Polska sp. z o.o. Gekühlter turbinenleitschaufelring und turbinenleitschaufelsegment
DE102021204782A1 (de) * 2021-05-11 2022-11-17 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Verbesserte Schaufelspitze im Neuteil oder repariertem Bauteil und Verfahren

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2906365A1 (de) * 1977-12-27 1980-08-21 United Technologies Corp Turbinenschaufel

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE379162C (de) * 1923-08-17 Hans Holzwarth Dipl Ing Schaufelung fuer Explosionsturbinen
GB1202895A (en) * 1967-03-01 1970-08-19 John Alan Charles Kentfield Improvements in or relating to fluid rectifiers
BE794194A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube mobile refroidie pour des turbines a gaz
US4162136A (en) * 1974-04-05 1979-07-24 Rolls-Royce Limited Cooled blade for a gas turbine engine
CA1087527A (en) * 1977-02-10 1980-10-14 George A. Durgin Cooled gas turbine blade
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
FR2468727A1 (fr) * 1979-10-26 1981-05-08 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbine refroidies
US4416585A (en) * 1980-01-17 1983-11-22 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Blade cooling for gas turbine engine
US4515526A (en) * 1981-12-28 1985-05-07 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4775296A (en) * 1981-12-28 1988-10-04 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
GB2119028B (en) * 1982-04-27 1985-02-27 Rolls Royce Aerofoil for a gas turbine engine

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2906365A1 (de) * 1977-12-27 1980-08-21 United Technologies Corp Turbinenschaufel

Also Published As

Publication number Publication date
FR2571428A1 (fr) 1986-04-11
US4604031A (en) 1986-08-05
DE3534905C2 (de) 2000-10-12
GB2165315B (en) 1987-12-31
FR2571428B1 (fr) 1993-03-12
GB2165315A (en) 1986-04-09
JPS6189901A (ja) 1986-05-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3534905A1 (de) Hohle, durch ein stroemungsmittel gekuehlte turbinenschaufel
DE60018817T2 (de) Gekühlte Gasturbinenschaufel
DE69831109T2 (de) Kühlluftzufuhrsystem für die Schaufeln einer Gasturbine
DE2930949C2 (de)
DE1476796C3 (de) Aus einem hochfesten Material integral hergestelltes Bauteil einer Gasturbinenanlage
DE2718661C2 (de) Leitschaufelgitter für eine axial durchströmte Gasturbine
EP0536575B1 (de) Deckband für axialdurchströmte Turbine
DE69932688T2 (de) Kühlungsöffnungen für Gasturbinenkomponenten
EP1260678B1 (de) Segmentanordnung für Plattformen
EP1219781B1 (de) Vorrichtung und Verfahren zur Kühlung einer Plattform einer Turbinenschaufel
WO2003052240A2 (de) Gasturbinenanordnung
DE1946535C3 (de) Bauteil für ein Gasturbinentriebwerk
DE3711024C2 (de) Turbinenleitschaufel für ein Gasturbinentriebwerk
DE60015233T2 (de) Turbinenschaufel mit interner Kühlung
DE69816013T2 (de) Gasturbinentriebwerk
DE69817533T2 (de) Gasturbinenschaufel
EP0528138B1 (de) Deckblatt für axialdurchströmte Turbine
DE102009043866B4 (de) Turbinenlaufschaufel für eine Turbomaschine und Verfahren zur Reduktion von Bugwelleneffekten
DE69936939T2 (de) Zapfsystem für eine kompressorwand sowie betriebsverfahren
DE3530769A1 (de) Stromlinienkoerper fuer turbinentriebwerke
EP1191189A1 (de) Gasturbinenschaufel
DE2221895A1 (de) Gasturbinentriebwerk
DE1964057A1 (de) Kompressor
DE2241194A1 (de) Stroemungsmaschinenschaufel mit tragfluegelfoermigem querschnittsprofil und mit einer vielzahl von in schaufellaengsrichtung verlaufenden kuehlkanaelen
DE2037407C3 (de) Strahlrohr mit einem Kernstromkanal und einem Mantelstromkanal

Legal Events

Date Code Title Description
8127 New person/name/address of the applicant

Owner name: ROLLS-ROYCE PLC, LONDON, GB

8110 Request for examination paragraph 44
D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition