DE4003804C2 - Filmgekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk - Google Patents
Filmgekühlte Turbinenschaufeln für ein GasturbinentriebwerkInfo
- Publication number
- DE4003804C2 DE4003804C2 DE4003804A DE4003804A DE4003804C2 DE 4003804 C2 DE4003804 C2 DE 4003804C2 DE 4003804 A DE4003804 A DE 4003804A DE 4003804 A DE4003804 A DE 4003804A DE 4003804 C2 DE4003804 C2 DE 4003804C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- openings
- cooling air
- blade
- cooling
- radial
- 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.)
- Expired - Fee Related
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
-
- 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
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- 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)
- Supercharger (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke und
insbesondere auf innenseitig gekühlte Rotorschaufeln.
Wie bestens bekannt ist, hat die Flugzeug-Triebwerkindu
strie erhebliche Anstrengungen unternommen, um die Lei
stungsfähigkeit der Gasturbinentriebwerke unter gleichzei
tiger Verringerung deren Masse zu steigern. Es ist
ersichtlich, das Endziel, das optimale Schub-zu-Masse-
Verhältnis, das verfügbar ist, zu erreichen.
Selbstverständlich ist eines der primären Gebiete der
Konzentration die "heiße Sektion" des Triebwerks, da es
bekannt ist, daß das Schub-zu-Masse-Verhältnis des
Triebwerks erheblich verbessert wird, indem die Temperatur
der Turbinengase gesteigert wird. Jedoch ist die
Gastemperatur der Turbine durch die Beschränkungen in bezug
auf die Metalltemperatur der Bauteile des Triebwerks
begrenzt. Es wurden bis heute erhebliche Anstrengungen
unternommen, um höhere Turbinenbetriebstemperaturen zu
erreichen, indem bemerkenswerte technologische Fortschritte
in der Innenkühlung der Turbinenschaufeln zur Anwendung
gebracht wurden. Beispiele von einigen dieser vielen
Ausführungen auf diesem Gebiet sind in der US-PS 3 533 711,
der US-PS 4 073 599 und der US-PS 4 180 373 gegeben.
Die Offenbarung in der US-PS 4770608∼DE 36 42 789 A1
ist besonders bemerkenswert. Gemäß diesem Pa
tent wird die Schaufel mit einem inneren Radialka
nal ausgebildet, der Filmkühlöffnungen speist. Die den Ra
dialkanal begrenzende Innenwand umfaßt eine Mehrzahl von
radial beabstandeten Öffnungen, die mit der Kühlluft im In
neren der Schaufel in Verbindung stehen. Der Radialkanal
wird am Fuß oder Boden verschlossen, so daß die Kühlluft in
dem Kanal eher statisch als dynamisch ist. Das bedeutet,
daß in dem Kanal, der sich vom Fuß zur Spitze der Schaufel
erstreckt, keine Strömung fließt, sondern eher die Strömung
durch die Öffnung in der Innenwand, durch den seitlichen,
durch den radialen Kanal gebildeten Raum und dann aus der
benachbarten Filmkühlöffnung heraus verläuft.
Ferner ist noch aus der DE 36 42 789 A1
bekannt, daß auf ihrer
Schaufelfläche Filmkühlöffnungen sind, um in Betrieb einen
Luftfilm zur Kühlung der Schaufel aufzubauen. Diese Filmkühlöff
nungen werden von sich in radialer Richtung serpentinenförmig
durch das Schaufelblattinnere erstreckende Versorgungskanäle
versorgt. Bedingt durch den zentrifugalen Pumpeffekt, der einen
unterschiedlichen Kühlluftdruck in Abhängigkeit von der Drehzahl
zur Verfügung zu stellen vermag, ist es jedoch schwierig die
Kühlluftöffnungen so zu dimensionieren, daß stets eine angemes
sene Kühlung der Schaufelfläche vorliegt.
Angesichts dieses Stands der Technik ist es Aufgabe der Erfin
dung, eine Turbinenschaufelfläche zu schaffen, deren Kühlung zu
verbessern ist.
Diese Aufgabe wird mit einer Turbinenschaufelfläche mit den
Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Insbesondere hat die er
findungsgemäße Turbinenschaufel einen sich radial nach außen er
streckenden Zuluftkanal, welcher mit einer Öffnung in der Spitze
der Schaufel versehen ist. Wenn sich die Schaufel dreht, wird
die Luft in dem Zuführkanal zur Spitze der Schaufel durch die
zentrifugale Pumpwirkung gefördert und kann durch die erfin
dungsgemäß im Spitzenbereich vorgesehene Ausstoßöffnung auf be
herrschbare Weise abgegeben werden. Dies ermöglicht eine wieder
holbare und berechenbare Druckverteilung in dem Zuführkanal für
alle Drehzahlen der Turbinenschaufel bzw. des Rotors. Folglich
kann bei der Auslegung der Turbinenschaufel unter Verwendung der
nunmehr bekannten Druckverteilung eine Auslegung der Film
kühlöffnungen vorgenommen werden, die einerseits eine maximale
Kühlung gewährleistet, während sie andererseits die für die Küh
lung zu verwendende Luftmenge minimiert. Nachdem die Kühlluft
Zapfluft ist, die dem Kompressor des Triebwerks entnommen wird,
kann durch die bessere Auslegung die Kühlluftmenge reduziert
werden und gleichzeitig der Wirkungsgrad bzw. die Leistung des
Triebwerks erhöht werden.
Bei der Schaufel gemäß der Vorliegenden Erfindung sind die
radialen Kanäle im Fußbereich offen, um Druck zuzuführen,
so daß eine konstante Strömung in diesem Kanal oder in die
sen Kanälen vom Fuß zur Spitze der Schaufel vorhanden ist.
Ein Teil der Kühlluft wird durch die Filmkühlöffnungen aus
gestoßen, während ein anderer Teil durch eine oder mehrere
Öffnungen, die an der Spitze ausgebildet sind, zum Austritt
gelangt. Das ist ein dynamischer Strömungskanal. Wenn die
Kühlluft radial zur Spitze hin strömt, so wird ein Teil
durch die Filmkühlöffnungen ausgestoßen, und dieser Teil
wird durch die Luft, die durch die Kühlluft-Ergänzungsöff
nungen in der inneren, den Kanal begrenzenden Wand, zuge
führt wird, ergänzt. Der gewünschte Rückstromfaktor bzw.
die gewünschte Rückstrommarge und die radiale Strömung kön
nen vorher festgesetzt werden, indem die Öffnung oder die
Öffnungen an der Spitze der Schaufel in geeigneter Weise
bemessen werden und Strömungshindernisse in dem Strömungs
weg, wie Hemm- oder Sperrstege, zur Anwendung gelangen. Zu
sätzlich zum Herbeiführen einer Kühlung bei verminderten
Zufuhrdruckpegeln wird in den radialen Kanal einströmende
Luft verwendet, um an der Rückfläche des Schaufelkörpers zu
Kühlzwecken einzuwirken, und die Ausströmung an der Spitze
des Kanals wird zum Kühlen des Spitzenbereichs der Schaufel
verwendet.
Die die Erfindung verkörpernde Schaufel erlangt aus sich
heraus die besondere Eigenschaft einer Schmutz- oder Verun
reinigungsabscheidung, da die Luft um 90° umgewendet und
die Luft in den Kanälen einer Zentrifugalwirkung durch die
Drehbewegung der Schaufel ausgesetzt wird.
Ein Ziel dieser Erfindung ist die Schaffung einer verbes
serten Turbinenschaufel für ein Gasturbinentriebwerk. Gemäß
einem Merkmal dieser Erfindung werden radiale Kanäle in der
Nachbarschaft des Schaufelkörpers einer Turbinenschaufel
geschaffen, die belüftet wird, um am Fuß Druck zuzuführen,
wobei die Kühlluft zu einer Öffnung in der Spitze der
Schaufel strömt. Die Kühlluft in dem radialen Kanal speist
die Filmkühlöffnungen und wird durch zusätzliche Kühlluft
ergänzt, welche durch Kühlluft-Ergänzungsöffnungen strömt,
die in der inneren Wand, welche den radialen Kanal be
grenzt, mit radialem Abstand angeordnet sind. Die Kühlwir
kung wird mit weniger Kühlluft und bei niedrigeren Druckpe
geln erreicht.
Gemäß einem weiteren Merkmal dieser Erfindung wird der Ge
gendruck in dem Radialkanal vorherbestimmt, indem die Öff
nung an der Spitze des Radialkanals in geeigneter Weise be
messen und Hemm- oder Sperrstege eingegliedert werden.
Durch Aufrechterhalten eines passenden Rückstromfaktors
über die gesamte radiale Erstreckung des Radialkanals wird
eine verbesserte Filmkühlung erreicht, um die Strömung
durch alle Filmkühlöffnungen, die mit dieser radialen Ver
längerung in Verbindung stehen, zu minimieren.
Ein noch weiteres Merkmal der Erfindung liegt darin, eine
verbesserte, innenseitig gekühlte Turbinenschaufel zu
schaffen, die Fähigkeiten in bezug auf eine Toleranz gegen
über Verunreinigungen aufweist.
Die vorgenannten sowie weitere Merkmale und die Vorteile
der Erfindung werden aus der folgenden, auf die Zeichnung
Bezug nehmenden Beschreibung deutlich. Es zeigen:
Fig. 1 einen Querschnitt einer Schaufel einer Axialturbine
gemäß der Erfindung;
Fig. 2 den Schnitt nach der Linie 2-2 in der Fig. 1;
Fig. 3 einen Teilschnitt längs der Linie 3-3 in der Fig.
1;
Fig. 4 eine Teilschnittdarstellung längs der Linie 4-4 in
der Fig. 1, wonach Hemm- oder Sperrstege zur Anwen
dung kommen, die eine Schräglage aufweisen.
Wenngleich die bevorzugte Ausführungsform eine typische
Turbinenschaufel für ein Gasturbinentriebwerk der Art ist,
die bei dem F100-Triebwerk zur Anwendung kommt, das von
Pratt & Whitney Aircraft, eine Abteilung von United
Technologies Corporation, gefertigt wird, so ist klar, daß
diese Erfindung auf andere Arten von luftgekühlten
Turbinenschaufeln Anwendung finden kann.
Der hier verwendete Ausdruck "Rückstromfaktor" ist das
Druckverhältnis, das über irgendeiner der Kühlluft-
Ausströmöffnungen an der Schaufelkörperfläche gemessen
wird. Es sind hier aus Gründen der Einfachheit lediglich
Teile der Schaufel gezeigt, jedoch ist klar, daß die höher
entwickelten Techniken zur Begünstigung der
Wärmeübertragung, wie Erhebungen, Sperrstreifen u. dgl.,
weggelassen wurden.
Die Schaufel 10 wird aus irgendeiner bekannten Hochtempera
turlegierung gebildet und umfaßt eine Hülle oder einen Man
tel, die bzw. der eine vorlaufende Kante (Vorderkante) 12,
eine nachlaufende Kante (Hinterkante) 14, eine Spitze 16
und einen Fuß bestimmt. Die Schaufel weist eine derartige
Kontur auf, daß die Schaufelkörperfläche eine Sogseite 20
(niedrigerer Druck) und eine Druckseite 22 bestimmt. In der
Schaufelkörperfläche sind Öffnungen in einer Mehrzahl aus
gebildet, um die gewünschte Kühlung zu erzielen. In idealer
Weise wird die Kühlluft über einen beträchtlichen Teil der
Schaufelkörpersektion von diesen Öffnungen aus zum Strömen
gebracht, um einen Film zu bilden, der als eine Barriere
zwischen der Schaufelkörperfläche und den heißen Gasen in
dem Gasströmungsweg des Triebwerks wirkt.
Der Schnitt von Fig. 2 zeigt die Innenkanäle der Schaufel
in einer Ebene, die durch die Mitte (mittiger Sehnenbe
reich) geht, als Beispiel für eine allgemein angewendete
Schaufelkühlungstechnologie, wobei mehrere Kühlkanäle vor
handen sind, die durch die Rippen 26 abgegrenzt werden,
welche dazu dienen, die Luftströmung in einer serpentinen-
oder schlangenförmigen Weise zu führen, um die optimale
Konvektionskühlung zu erzielen. Die Erfindung ist auf die
Anwendung dieser Art der Kühltechnik ausgelegt, obwohl sie
darauf nicht begrenzt ist.
Der Erfindungsgedanke ist der Fig. 1 und 3 zu entnehmen,
die die Kühlluft-Zufuhrkanäle 30 zeigen, welche an ge
wünschten Orten nahe den Schaufelflächen auf der Sog- und
Druckseite ausgebildet sind. Aus Gründen der Einfachheit
und Klarheit wird jedoch nur ein einziger Kühlluftkanal be
schrieben, und das ist der, durch den sich die Schnittlinie
3-3 zieht.
Gemäß der Erfindung ist der Kühlluft-Zufuhrkanal 30 ein
allgemein zylindrisch ausgestalteter, radial sich erstrec
kender Kanal, der benachbart zur Schaufelfläche ausgestal
tet ist und eine Vielzahl von radial beabstandeten, in der
Schaufelfläche ausgebildeten Filmkühlöffnungen 32 umfaßt.
Die Kühlluft strömt von einer Einlaßöffnung 34 am Fuß der
Schaufel radial zu der Ausstoßöffnung 36, die an der Spitze
der Schaufel ausgebildet ist, wobei ein Teil der Kühlluft
durch die Film- oder Schleierkühlöffnungen 32 strömt. Inso
fern ist die Strömung im Zufuhrkanal 30 eher eine dynami
sche als eine statische Strömung, und der Zufuhrkanal wird,
wie im folgenden beschrieben werden wird, ständig mit
Kühlluft ergänzt oder nachgefüllt.
Der Durchmesser der Ausstoßöffnung 36 ist so bemessen, daß
ein gewünschter Rückstromfaktor und eine radiale Strömung
erlangt werden. Das dient dazu, das gewünschte Druckver
hältnis über jede der Filmkühlöffnungen 32 hinweg zu erlan
gen, um auf diese Weise die Filmkühlwirkung von jeder der
Öffnungen, die sich durch die radiale Verlängerung er
streckt, zu optimieren. Ferner dient das dazu, eine ausrei
chende, zufriedenstellende Strömung mit einem gewünschten
Druck zu erzielen, um die Spitze der Schaufel zu kühlen.
Wie dem Fachmann auf dem einschlägigen Gebiet klar sein
wird, kann der Zufuhrkanal 30 andere Wärmeübertragungsein
richtungen, wie Hemm- oder Sperrstege, enthalten, um die
Kühlung der Schaufel zu steigern, die aber auch auf den
Druckabfall in dem Kanal einwirken und den Rückstromfaktor
sowie die radiale Strömung beeinflussen.
Wie bereits gesagt wurde, wird der Zufuhrkanal 30 mit Kühl
luft durch die Ergänzungskühlöffnungen 38 erneut gespeist
oder ergänzt, die mit der in den Serpentinenkanälen 40,
welche durch die Rippen 26 begrenzt sind, strömenden Luft
in Verbindung stehen. Insofern empfängt der Zufuhrkanal 30
Kühlluft sowohl von deren Quelle, die durch den Einlaß 34
am Fuß der Schaufel zugeführt wird und in typischer Weise
Abluft von einem Kompressor ist, sowie auch ergänzende
Kühlluft, die durch die Ergänzungsöffnungen 38, welche die
radiale Erstreckung des Zufuhrkanals 30 durchsetzen, zuge
führt wird. Da die Luft bei ihrem Fortschreiten zur Spitze
hin im Zufuhrkanal 30 verbraucht wird, wird die abgeführte
Luft durch die Luft ergänzt, die dem Kanal durch die Ergän
zungsöffnungen 38 zugeführt wird. Dieses Konzept eignet
sich für die Regelung des Druckverhältnisses über alle
Filmkühlöffnungen längs der sich von dem Fuß bis zur Spitze
erstreckenden Schaufelkörperfläche. Da folglich die Strö
mung aufgrund des Rückstromfaktors, der in radialer Rich
tung angepaßt ist, minimiert wird, wird der Erfassungsbe
reich der Filmkühlöffnungen über die gesamte Länge konstant
sein.
Wie bereits erwähnt wurde, kann der Druckabfall im Zufuhr
kanal des weiteren durch Hinzufügen von Hemm- oder Sperr
stegen modifiziert werden, die auch dazu geeignet sind, die
Wärmeübergangsleistung zu steigern. Die Fig. 4 zeigt einen
Teil des Zufuhrkanals, der insoweit abgewandelt ist, als er
schräg liegende Hemmstege 70 umfaßt.
Bei bisher bekannten Konstruktionen war es notwendig, die
Kühlluft am Einlaß mit einem erheblich höheren Druck zuzu
führen, um zu gewährleisten, daß ein vollauf genügender
Druck vorhanden ist, der sich zur Spitze der Schaufel ver
breitet oder nähert. Jedoch wird wegen der Eigenart dieser
Konstruktion, insbesondere weil die Kühlluft von der
statischen Konstruktion zu den drehenden Schaufeln übertra
gen wird, ein Leckströmungsproblem oder ein schwerwiegendes
Abdichtproblem hervorgerufen. Deshalb wurde in typischer
Weise ein Kompromiß zwischen einer tolerierbaren Leckströ
mung und einem gewünschten Kühlluftdruck geschlossen.
Aufgrund der Erfindung und wegen der Ergänzung der Kühlluft
zum Zufuhrkanal kann der Einlaßdruck auf einen erheblich
verminderten Wert gebracht werden, so daß das Leckströ
mungsproblem vermieden und die Triebwerkleistung gesteigert
wird.
Wie aus dem Vorstehenden deutlich wird, richten die Ergän
zungsöffnungen 38 die Kühlluft in die Serpentinenkanäle, um
an der Rückfläche des Schaufelkörpers einzuwirken. Dadurch
wird nicht nur eine Stoßkühlung erreicht, sondern es wird
auch eine Abscheidung von Verunreinigungen erzielt, da die
Luft in einem gewissen Ausmaß Umkehrungen ausführt, um
durch die Filmkühlöffnungen zu treten. Die Schmutz- oder
Verunreinigungspartikel werden durch den dynamischen Strom
der Kühlluft im Zufuhrkanal aufgefangen, wobei sie dann zur
Spitze der Schaufel hin geführt und in den Gasstrom durch
die Ausstoßöffnung 36 ausgestoßen werden. Da die Schaufel
eine Drehbewegung ausführt, wird die die Schmutzpartikel
enthaltende Luft in dem Zufuhrkanal einer Zentrifugalwir
kung in Richtung zur Ausstoßöffnung hin ausgesetzt. Es
liegt im Bereich der Erfindung, daß die Ergänzungsöffnungen
38 einwärts zum Fuß der Schaufel hin gerichtet sein können,
so daß ein Abscheidewinkel, der größer als 90° ist, ge
schaffen und dadurch die Schmutzabscheidung begünstigt
wird.
Erfindungsgemäß wird eine innengekühlte Turbinenschaufel
für ein Gasturbinentriebwerk an der Vorderkante und Hinter
kante so ausgebildet, daß sie radiale, von einer Kühlluft
dynamisch durchströmte Kanäle mit einem Einlaß am Fuß und
einer Ausstoßöffnung an der Spitze der Schaufel umfaßt, wo
bei diese Kühlluft eine Mehrzahl von in radialer Richtung
beabstandeten Filmkühlöffnungen in der Schaufelkörperfläche
speist. Ergänzungsöffnungen, die mit den Serpentinenkanälen
in Verbindung stehen und in der Innenwand des radialen Ka
nals mit radialen Abständen zueinander angeordnet sind, er
gänzen die Kühlluft, die durch die Filmkühlöffnungen abge
führt wird. Die Ausstoßöffnung ist so bemessen, daß sie dem
Rückströmungsfaktor angepaßt ist, um über die gesamte ra
diale Länge hinweg einen konstanten Filmöffnung-Erfassungs
bereich zu erzielen. Um die Druckabfallverteilung zu ver
größern, können Hemm- oder Sperrstege zur Anwendung kommen.
Wenngleich die Erfindung zeichnerisch und wörtlich unter
Bezugnahme auf detaillierte Ausführungsformen erläutert
wurde, so ist klar, daß dem Fachmann bei Kenntnis der durch
die Erfindung vermittelten Lehre verschiedene Abwandlungen
an die Hand gegeben sind, die jedoch als in den Rahmen der
Erfindung fassend anzusehen sind.
Claims (4)
1. Filmgekühlte Turbinenschaufel (10) für ein
Gasturbinentriebwerk,
mit einem Fußbereich (18), einer Vorderkante (12), einer Hinterkante (14), einer Spitze (16) und einer Mehrzahl von radialen, inneren Kanälen (40) zwischen Vorderkante (12) und Hinterkante (14), die durch innere Wandglieder (26) begrenzt sind;
mit abgegrenzten Zufuhrkanälen (30), die sich vom Fuß (18) zur Spitze (16) erstrecken und denen Kühlluft vom Fuß (18) über Einlaßöffnungen (34) zugeführt wird, die an der Spitze (16) über Ausstoßöffnungen (36) die Schaufel (10) verläßt;
mit einer Mehrzahl von radial beabstandeten Filmkühlöffnungen (32) in der Schaufeloberfläche (20, 22) die mit den Zuführkanälen (30) in Verbindung stehen; und
mit einer Mehrzahl von mit radialen Abständen in den Wandgliedern (26) ausgebildeten Ergänzungskühlöffnungen (38), die zusätzliche Kühlluft von den radialen inneren Kanälen (40) den Zuführkanälen (30) zuführen.
mit einem Fußbereich (18), einer Vorderkante (12), einer Hinterkante (14), einer Spitze (16) und einer Mehrzahl von radialen, inneren Kanälen (40) zwischen Vorderkante (12) und Hinterkante (14), die durch innere Wandglieder (26) begrenzt sind;
mit abgegrenzten Zufuhrkanälen (30), die sich vom Fuß (18) zur Spitze (16) erstrecken und denen Kühlluft vom Fuß (18) über Einlaßöffnungen (34) zugeführt wird, die an der Spitze (16) über Ausstoßöffnungen (36) die Schaufel (10) verläßt;
mit einer Mehrzahl von radial beabstandeten Filmkühlöffnungen (32) in der Schaufeloberfläche (20, 22) die mit den Zuführkanälen (30) in Verbindung stehen; und
mit einer Mehrzahl von mit radialen Abständen in den Wandgliedern (26) ausgebildeten Ergänzungskühlöffnungen (38), die zusätzliche Kühlluft von den radialen inneren Kanälen (40) den Zuführkanälen (30) zuführen.
2. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
die Ergänzugskühlöffnungen (38) senkrecht oder in einer zu dem
Fußbereich (18) gerichteten Richtung spitzwinklig in den
zugeordneten Zufuhrkanal (30) einmünden, um durch
Strömungsumlenkung Verunreinigungen aus der zusätzlichen
Kühlluft abzuscheiden, wobei die abgeschiedenen Verunreinigungen
durch die Strömung in dem Zufuhrkanal (30) mitgenommen und durch
die Ausstoßöffnung (36) hindurch ausgetragen werden.
3. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch
Hemmstege (70) im Zufuhrkanal (30).
4. Turbinenschaufel nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß
die Hemmstege (70) schräg zur Längsrichtung der Zufuhrkanäle
(30) angeordnet sind.
Priority Applications (10)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/236,093 US5700131A (en) | 1988-08-24 | 1988-08-24 | Cooled blades for a gas turbine engine |
GB9000458A GB2314125B (en) | 1988-08-24 | 1990-01-09 | Cooled blades for a gas turbine engine |
CA002007631A CA2007631C (en) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Cooled blades for a gas turbine engine |
SE9000112A SE470599B (sv) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Kylda blad för en gasturbinmotor |
AU48812/90A AU684037B1 (en) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Cooled blades for a gas turbine engine |
DE4003804A DE4003804C2 (de) | 1988-08-24 | 1990-02-08 | Filmgekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk |
NO900804A NO306740B1 (no) | 1988-08-24 | 1990-02-20 | Turbinblad for en gassturbinmotor |
TR20290A TR23588A (tr) | 1988-08-24 | 1990-03-07 | Gizli |
NL9000540A NL194734C (nl) | 1988-08-24 | 1990-03-09 | Gekoeld turbineblad voor een gasturbinemotor. |
JP02800005A JP3112933B2 (ja) | 1988-08-24 | 1990-03-16 | ガスタービンエンジン用冷却ブレード |
Applications Claiming Priority (8)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/236,093 US5700131A (en) | 1988-08-24 | 1988-08-24 | Cooled blades for a gas turbine engine |
GB9000458A GB2314125B (en) | 1988-08-24 | 1990-01-09 | Cooled blades for a gas turbine engine |
CA002007631A CA2007631C (en) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Cooled blades for a gas turbine engine |
SE9000112A SE470599B (sv) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Kylda blad för en gasturbinmotor |
AU48812/90A AU684037B1 (en) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Cooled blades for a gas turbine engine |
DE4003804A DE4003804C2 (de) | 1988-08-24 | 1990-02-08 | Filmgekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk |
NL9000540A NL194734C (nl) | 1988-08-24 | 1990-03-09 | Gekoeld turbineblad voor een gasturbinemotor. |
JP02800005A JP3112933B2 (ja) | 1988-08-24 | 1990-03-16 | ガスタービンエンジン用冷却ブレード |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4003804A1 DE4003804A1 (de) | 1998-01-08 |
DE4003804C2 true DE4003804C2 (de) | 1999-03-04 |
Family
ID=27570073
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4003804A Expired - Fee Related DE4003804C2 (de) | 1988-08-24 | 1990-02-08 | Filmgekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5700131A (de) |
JP (1) | JP3112933B2 (de) |
AU (1) | AU684037B1 (de) |
CA (1) | CA2007631C (de) |
DE (1) | DE4003804C2 (de) |
GB (1) | GB2314125B (de) |
NL (1) | NL194734C (de) |
NO (1) | NO306740B1 (de) |
SE (1) | SE470599B (de) |
TR (1) | TR23588A (de) |
Families Citing this family (59)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5975851A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
US6126396A (en) * | 1998-12-09 | 2000-10-03 | General Electric Company | AFT flowing serpentine airfoil cooling circuit with side wall impingement cooling chambers |
GB9901218D0 (en) * | 1999-01-21 | 1999-03-10 | Rolls Royce Plc | Cooled aerofoil for a gas turbine engine |
US6283708B1 (en) | 1999-12-03 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Coolable vane or blade for a turbomachine |
US6435814B1 (en) * | 2000-05-16 | 2002-08-20 | General Electric Company | Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil |
DE50304226D1 (de) * | 2002-03-25 | 2006-08-24 | Alstom Technology Ltd | Gekühlte turbinenschaufel |
US7080971B2 (en) | 2003-03-12 | 2006-07-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Cooled turbine spar shell blade construction |
GB2401915B (en) * | 2003-05-23 | 2006-06-14 | Rolls Royce Plc | Turbine blade |
DE10346366A1 (de) * | 2003-09-29 | 2005-04-28 | Rolls Royce Deutschland | Turbinenschaufel für ein Flugzeugtriebwerk und Gießform zu deren Herstellung |
US7059825B2 (en) * | 2004-05-27 | 2006-06-13 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
US7198468B2 (en) * | 2004-07-15 | 2007-04-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled turbine blade |
US7189060B2 (en) * | 2005-01-07 | 2007-03-13 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system including mini channels within a turbine blade of a turbine engine |
US7413407B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-08-19 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber |
US7270515B2 (en) * | 2005-05-26 | 2007-09-18 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil trailing edge cooling system with segmented impingement ribs |
US7632071B2 (en) * | 2005-12-15 | 2009-12-15 | United Technologies Corporation | Cooled turbine blade |
US7445432B2 (en) * | 2006-03-28 | 2008-11-04 | United Technologies Corporation | Enhanced serpentine cooling with U-shaped divider rib |
US7866948B1 (en) | 2006-08-16 | 2011-01-11 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling |
US7540712B1 (en) * | 2006-09-15 | 2009-06-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with showerhead cooling holes |
US8047790B1 (en) * | 2007-01-17 | 2011-11-01 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Near wall compartment cooled turbine blade |
US8083485B2 (en) * | 2007-08-15 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Angled tripped airfoil peanut cavity |
US10286407B2 (en) | 2007-11-29 | 2019-05-14 | General Electric Company | Inertial separator |
EP2096261A1 (de) * | 2008-02-28 | 2009-09-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel für eine stationäre Gasturbine |
US8177507B2 (en) * | 2008-05-14 | 2012-05-15 | United Technologies Corporation | Triangular serpentine cooling channels |
US8172533B2 (en) * | 2008-05-14 | 2012-05-08 | United Technologies Corporation | Turbine blade internal cooling configuration |
US20090293495A1 (en) * | 2008-05-29 | 2009-12-03 | General Electric Company | Turbine airfoil with metered cooling cavity |
US8137068B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-03-20 | United Technologies Corporation | Castings, casting cores, and methods |
US8113780B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-02-14 | United Technologies Corporation | Castings, casting cores, and methods |
US8171978B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-05-08 | United Technologies Corporation | Castings, casting cores, and methods |
US20110097188A1 (en) * | 2009-10-23 | 2011-04-28 | General Electric Company | Structure and method for improving film cooling using shallow trench with holes oriented along length of trench |
US8944763B2 (en) | 2011-08-18 | 2015-02-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber |
US8840370B2 (en) | 2011-11-04 | 2014-09-23 | General Electric Company | Bucket assembly for turbine system |
US8961111B2 (en) * | 2012-01-03 | 2015-02-24 | General Electric Company | Turbine and method for separating particulates from a fluid |
BR112014031176A2 (pt) | 2012-06-13 | 2017-06-27 | Gen Electric | paredes de motor de turbina a gás |
US9157329B2 (en) * | 2012-08-22 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil internal cooling features |
US9765630B2 (en) * | 2013-01-09 | 2017-09-19 | General Electric Company | Interior cooling circuits in turbine blades |
JP5554425B2 (ja) * | 2013-02-12 | 2014-07-23 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼 |
US11149548B2 (en) | 2013-11-13 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Method of reducing manufacturing variation related to blocked cooling holes |
US20170175534A1 (en) | 2013-11-25 | 2017-06-22 | General Electric Technology Gmbh | Blade assembly on basis of a modular structure for a turbomachine |
CN106103901B (zh) | 2013-12-20 | 2019-04-16 | 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 | 转子叶片或导叶组件 |
US11033845B2 (en) | 2014-05-29 | 2021-06-15 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
US9915176B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-03-13 | General Electric Company | Shroud assembly for turbine engine |
WO2016032585A2 (en) | 2014-05-29 | 2016-03-03 | General Electric Company | Turbine engine, components, and methods of cooling same |
WO2016025056A2 (en) | 2014-05-29 | 2016-02-18 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
US10036319B2 (en) | 2014-10-31 | 2018-07-31 | General Electric Company | Separator assembly for a gas turbine engine |
US10167725B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-01-01 | General Electric Company | Engine component for a turbine engine |
US10428664B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-10-01 | General Electric Company | Nozzle for a gas turbine engine |
US9988936B2 (en) | 2015-10-15 | 2018-06-05 | General Electric Company | Shroud assembly for a gas turbine engine |
US10174620B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-01-08 | General Electric Company | Turbine blade |
US20170306764A1 (en) * | 2016-04-26 | 2017-10-26 | General Electric Company | Airfoil for a turbine engine |
US10605090B2 (en) * | 2016-05-12 | 2020-03-31 | General Electric Company | Intermediate central passage spanning outer walls aft of airfoil leading edge passage |
US10704425B2 (en) | 2016-07-14 | 2020-07-07 | General Electric Company | Assembly for a gas turbine engine |
US10830052B2 (en) | 2016-09-15 | 2020-11-10 | Honeywell International Inc. | Gas turbine component with cooling aperture having shaped inlet and method of forming the same |
US11149555B2 (en) | 2017-06-14 | 2021-10-19 | General Electric Company | Turbine engine component with deflector |
US10801724B2 (en) * | 2017-06-14 | 2020-10-13 | General Electric Company | Method and apparatus for minimizing cross-flow across an engine cooling hole |
US10370976B2 (en) * | 2017-08-17 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Directional cooling arrangement for airfoils |
US10539026B2 (en) | 2017-09-21 | 2020-01-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with cooling holes having variable roughness |
US10641106B2 (en) | 2017-11-13 | 2020-05-05 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with improved airfoil dust removal |
RU189517U1 (ru) * | 2018-12-24 | 2019-05-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный архитектурно-строительный университет" | Рабочая лопатка газовой турбины |
US11952911B2 (en) * | 2019-11-14 | 2024-04-09 | Rtx Corporation | Airfoil with connecting rib |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5918202A (ja) * | 1982-07-21 | 1984-01-30 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの翼 |
DE3642789A1 (de) * | 1985-12-23 | 1987-06-25 | United Technologies Corp | Filmgekuehlte turbinenlauf- oder -leitschaufel fuer ein gasturbinentriebwerk |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2231426C3 (de) * | 1972-06-27 | 1974-11-28 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Deckbandlose, innen gekühlte Axialturbinenlaufschaufel |
US3810711A (en) * | 1972-09-22 | 1974-05-14 | Gen Motors Corp | Cooled turbine blade and its manufacture |
US3994622A (en) * | 1975-11-24 | 1976-11-30 | United Technologies Corporation | Coolable turbine blade |
US4118146A (en) * | 1976-08-11 | 1978-10-03 | United Technologies Corporation | Coolable wall |
US4221539A (en) * | 1977-04-20 | 1980-09-09 | The Garrett Corporation | Laminated airfoil and method for turbomachinery |
GB1552536A (en) * | 1977-05-05 | 1979-09-12 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
GB2028928B (en) * | 1978-08-17 | 1982-08-25 | Ross Royce Ltd | Aerofoil blade for a gas turbine engine |
JPS55104506A (en) * | 1979-02-02 | 1980-08-11 | Hitachi Ltd | Gas-turbine blade |
US4424001A (en) * | 1981-12-04 | 1984-01-03 | Westinghouse Electric Corp. | Tip structure for cooled turbine rotor blade |
DE3603350A1 (de) * | 1986-02-04 | 1987-08-06 | Walter Prof Dipl Ph Sibbertsen | Verfahren zur kuehlung thermisch belasteter bauelemente von stroemungsmaschinen, vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens sowie ausbildung thermisch belasteter schaufeln |
JPS62228603A (ja) * | 1986-03-31 | 1987-10-07 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの翼 |
US4761116A (en) * | 1987-05-11 | 1988-08-02 | General Electric Company | Turbine blade with tip vent |
US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
-
1988
- 1988-08-24 US US07/236,093 patent/US5700131A/en not_active Expired - Lifetime
-
1990
- 1990-01-09 GB GB9000458A patent/GB2314125B/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-01-12 AU AU48812/90A patent/AU684037B1/en not_active Ceased
- 1990-01-12 CA CA002007631A patent/CA2007631C/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-01-12 SE SE9000112A patent/SE470599B/sv not_active IP Right Cessation
- 1990-02-08 DE DE4003804A patent/DE4003804C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-02-20 NO NO900804A patent/NO306740B1/no unknown
- 1990-03-07 TR TR20290A patent/TR23588A/xx unknown
- 1990-03-09 NL NL9000540A patent/NL194734C/nl not_active IP Right Cessation
- 1990-03-16 JP JP02800005A patent/JP3112933B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5918202A (ja) * | 1982-07-21 | 1984-01-30 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの翼 |
DE3642789A1 (de) * | 1985-12-23 | 1987-06-25 | United Technologies Corp | Filmgekuehlte turbinenlauf- oder -leitschaufel fuer ein gasturbinentriebwerk |
US4770608A (en) * | 1985-12-23 | 1988-09-13 | United Technologies Corporation | Film cooled vanes and turbines |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
TR23588A (tr) | 1990-04-19 |
SE9000112L (sv) | 1998-05-03 |
NL194734C (nl) | 2003-01-07 |
CA2007631A1 (en) | 1997-06-06 |
DE4003804A1 (de) | 1998-01-08 |
CA2007631C (en) | 2000-03-14 |
SE9000112D0 (sv) | 1990-01-12 |
NL194734B (nl) | 2002-09-02 |
AU684037B1 (en) | 1997-12-04 |
GB2314125B (en) | 1998-05-13 |
NO900804L (no) | 1997-06-10 |
NL9000540A (nl) | 1998-01-05 |
US5700131A (en) | 1997-12-23 |
JP3112933B2 (ja) | 2000-11-27 |
SE470599B (sv) | 1998-09-14 |
NO306740B1 (no) | 1999-12-13 |
GB9000458D0 (en) | 1997-09-03 |
JPH11287102A (ja) | 1999-10-19 |
GB2314125A (en) | 1997-12-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE4003804C2 (de) | Filmgekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE4003802C2 (de) | Minimale Leckströmung zwischen Schaufelspitze und gegenüberliegender Gehäusewand | |
DE60015233T2 (de) | Turbinenschaufel mit interner Kühlung | |
DE1946535C3 (de) | Bauteil für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE2903656C2 (de) | Vorrichtung zur Aufprallkühlung der Dichtsegmente einer Turbine eines Turbinenstrahltriebwerks | |
DE60208648T2 (de) | Kühlfluidführung für ein Gasturbinenschaufelblatt | |
DE2930949C2 (de) | ||
DE2343673C2 (de) | Kühleinrichtung | |
DE69932688T2 (de) | Kühlungsöffnungen für Gasturbinenkomponenten | |
DE69838015T2 (de) | Schaufelkühlung | |
DE2221895A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE2320581C2 (de) | Gasturbine mit luftgekühlten Turbinenlaufschaufeln | |
DE69815563T2 (de) | Kühlung von Gasturbinenleitschaufeln | |
DE1476796A1 (de) | Kuehlung von Bauteilen,insbesondere fuer Gasturbinentriebwerke | |
DE69923914T2 (de) | Strömungsmaschinenschaufel mit aparter Kühlung der Anströmkante | |
DE2240018B2 (de) | Ein- oder mehrstufiger Flügelzellen- oder Schraubenkolbenverdichter | |
DE2657471A1 (de) | Kuehlschlitzanordnung im mantel eines brenners | |
DE1601561C3 (de) | Gekühlte Schaufel mit Tragflächenprofil für eine Axialströmungsmaschine | |
DE2718661A1 (de) | Bauelement mit kuehlung durch fliessfaehiges mittel | |
DE2241194A1 (de) | Stroemungsmaschinenschaufel mit tragfluegelfoermigem querschnittsprofil und mit einer vielzahl von in schaufellaengsrichtung verlaufenden kuehlkanaelen | |
DE3210626C2 (de) | ||
DE2405840A1 (de) | Steuersystem fuer den kuehlstrom fuer die verkleidung des nachbrenners eines gasturbinen-triebwerkes | |
DE1157432B (de) | Schaufel fuer Stroemungsmaschinen, insbesondere fuer Axialgasturbinen | |
EP3115558B1 (de) | Leitschaufel eines gasturbinentriebwerks | |
DE2256972A1 (de) | Teilchenseparator mit spiralfoermiger ableitvorrichtung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |