DE4427360A1 - Kopfdichtung für Turbinenschaufeln und Einrichtung zur Verhinderung der Verschmutzung dieser Dichtung - Google Patents
Kopfdichtung für Turbinenschaufeln und Einrichtung zur Verhinderung der Verschmutzung dieser DichtungInfo
- Publication number
- DE4427360A1 DE4427360A1 DE4427360A DE4427360A DE4427360A1 DE 4427360 A1 DE4427360 A1 DE 4427360A1 DE 4427360 A DE4427360 A DE 4427360A DE 4427360 A DE4427360 A DE 4427360A DE 4427360 A1 DE4427360 A1 DE 4427360A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- holes
- wing
- recess
- gap
- area
- 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
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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between 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
- 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
- F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
-
- 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
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
-
- 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
Der Hintergrund der vorliegenden Erfindung läßt sich, soweit
erforderlich, besser aus dem Inhalt der US-Patentanmeldung
Seriennummer 07/236 094 verstehen, die am 24. August 1988
durch F.W. Huber et al. hinterlegt worden ist, den Titel
"Spaltsteuerung für die Turbine eines Gasturbinenmotors"
trägt und auf die Anmelderin übertragen worden ist.
Die Erfindung betrifft innengekühlte Turbinenschaufeln für
Gasturbinenmotoren und insbesondere eine Einrichtung zum
Verhindern der Verschmutzung und der Verstopfung der Löcher
auf dem Kopf der Schaufel, die zum Abdichten des Kopfs und
zum Kühlen der Schaufel dienen.
Auf dem Gebiet der Gasturbinenmotortechnik ist es bekannt,
daß große Anstrengungen unternommen wurden, um die Maschi
nennutzleistung zu verbessern, indem versucht wird, das
Spiel des Spalts zwischen der äußeren Luftdichtung und dem
Kopf der Turbinenschaufel über den vollen Bereich des Ma
schinenbetriebs auf einem Minimum zu halten. Im Laufe der
Jahre wurden zur Erreichung dieses Ziels eine Vielzahl von
Erfindungen gemacht und Konzepte entwickelt, um den Spalt
passiv oder aktiv genau zu steuern.
Bis zu einem gewissen Grad haben sich viele dieser Erfindun
gen und Konzepte als erfolgreich erwiesen. Wegen des zuneh
menden Bedarfs an Antriebs- und Fluggerätnutzleistung, ist
das Problem jedoch immer schwieriger geworden. Die Lösung
des Problems wird außerdem durch die Art der Auslegung des
Fluggeräts und/oder des Antriebs sowie seine spezielle Be
stimmung geprägt. Was beispielsweise für ein Zivilflugzeug
zufriedenstellend ist, ist meist für ein Militärflugzeug,
insbesondere für ein Kampfflugzeug, nicht zufriedenstellend.
Beispielsweise hat sich bei Motoren, die für die Verwendung
in Verkehrsflugzeugen, beispielsweise in Verkehrsflugzeugen
staatlicher Luftlinien, ausgelegt sind, die aktive Spiel-
oder Spaltsteuerung als hinreichend erfolgreich herausge
stellt. Ein Beispiel einer aktiven Spaltsteuerung, die sich
eines beträchtlichen kommerziellen Erfolgs erfreut, ist aus
der US-PS 4 069 662 bekannt. Bei dieser Art von Steuerung
trifft Luft in zweckentsprechender Weise auf das äußere
Motorgehäuse im Bereich des Turbinenrotors, um das Gehäuse
zu vorbestimmten Zeitpunkten während seines Betriebs zum
Schrumpfen zu bringen und dadurch die Position der äußeren
Luftdichtung näher an die Köpfe der Turbinen oder Verdich
terschaufeln derart zu bringen, daß der Spalt vermindert
wird. Im Gegensatz zur Philosophie der aktiven Spaltsteue
rung verwendet die passive Spaltsteuerung eine kontinuier
lich wirksame Einrichtung zur Steuerung dieser Spalte. Bei
spielsweise tritt bei einem dieser Systeme Kühlluft kontinu
ierlich auf das äußere Motorgehäuse im Bereich der Rotor
schaufeln auf, um das Ausdehnungsausmaß des hohen Temperatu
ren ausgesetzten äußeren Gehäuses zu begrenzen, um die
Spalte auf einem Minimum zu halten. Diese "aktive" Steuerung
erfordert kurz gesagt ein Steuersystem, das auf ein Ein
gangssignal reagiert und heiße oder kalte Luft oder eine
mechanische Einrichtung benutzt, um die Steuerung der Spalte
zu bewirken. Die "passive" Spaltsteuerung erfordert kein
Steuersystem und befindet sich immer in einem ruhenden Zu
stand.
Die Erfindung betrifft eine passive Spaltsteuerung, die die
zur inneren Kühlung der Turbinenschaufeln benutzte Auslaß
luft verwendet, um die effektiven Spalte zwischen dem Kopf
der Turbinenschaufel und der äußeren Luftdichtung zu steu
ern. Es werden Einrichtungen zum Schaffen einer aerodynami
schen Dichtung im Spalt zwischen der äußeren Luftdichtung
und den Köpfen der Schaufeln derart beschrieben, daß die
Strömung darin minimiert und deshalb die Strömung von der
Schaufel-Hochdruckseite zur Schaufel-Niederdruckseite ver
mindert wird, wodurch die Nutzleistung der Turbine vergrö
ßert wird. Wesentlich ist, daß in den Kopf der Turbinen
schaufel nahe dem Schnitt der Kopfoberfläche mit der Fläche
der Druckseite des Luftmantels gebohrte Auslaßlöcher einen
Kühlluftstrom in den Spalt zwischen der äußeren Luftdichtung
und den Köpfen der Schaufel ausströmen lassen. Bei gewissen
Anwendungen können sich schneidende Löcher verwendet werden.
Eines der Löcher kommuniziert mit dem inneren Kühldurchlaß
benachbart zur Druckseite, und das andere Loch kommuniziert
mit dem inneren Kühldurchlaß benachbart zur Saugseite. Die
Löcher schneiden sich, um die Geschwindigkeit (Triebkraft)
und den Winkel der austretenden Kühlluft zu beeinflussen,
die aus dem Schlitz strömt, der aus den beiden gebohrten
Löchern gebildet ist.
Kopflöcher und sich schneidende Löcher bei luftgekühlten
Turbinenschaufeln gehören zum Stand der Technik. Beispiels
weise beschreiben die US-PS 4 540 339 und die US-PS
5 062 768 jeweils sich schneidende Löcher, die am Kopf der
Turbinenschaufel angeordnet sind. Im einen Fall dient der
aus diesen Auslaßlöchern austretende Strom zur Reinigung der
Seitenwandoberflächen der Kopfkappe, und im anderen Fall
vermindern die sich schneidenden Löcher die Wahrscheinlich
keit einer Verschmutzung und einer Verstopfung. Während
diese Patente sich nicht mit der Verwendung dieser Löcher
zur aerodynamischen Dichtung beschäftigen, gibt es bekannte
Vorrichtungen, welche Kopflöcher zur aerodynamischen Dich
tung verwenden.
Wie aus dem Stand der Technik hervorgeht, gibt es Bedenken,
daß Fremdmaterial, und insbesondere Abrieb, der durch eine
Reibung des Schaufelkopfs verursacht ist, zu den Auslaßöff
nungen in den Köpfen der Schaufel wandert und den daraus
austretenden Strom ungünstig beeinflußt. Dieses Problem hat
sich verschärft, weil Schaufelköpfe aktuell mit Schleifmate
rial beschichtet werden, so daß sich Partikel bei einem
Schaufelreibvorgang ablösen. Dies erhöht ersichtlich die
Wahrscheinlichkeit, daß diese Auslaßöffnungen verstopft
werden, was nicht nur einen Einfluß auf die Kühlleistung des
Kühldurchlasses und die austretende Strömung hat, sondern
auch auf die Kopfdichtungsfunktion, wobei die verstopften
Löcher die Kopfdichtungseigenschaften ungünstig beeinflussen
und dadurch die Turbinenleistung verschlechtern.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine
verbesserte Vorrichtung zum Verhindern der Verschmutzung,
des Verstopfens und des Zusetzens der Auslaßlöcher zu schaf
fen, die auf den Köpfen der Axialstromturbinenschaufeln von
Gasturbinenmotoren angeordnet sind. Außerdem schafft die
Erfindung ein kostengünstiges und zuverlässiges Verfahren
zur Herstellung einer Turbinenrotor-Schaufel.
Erfindungsgemäß wird bei einer Turbinenschaufel eine Aus
nehmung benachbart zum Auslaßloch für eine Kopfdichtung
derart verwendet, daß das Auslaßloch, die Ausnehmung und die
Schaufelkonfigurationen relativ zueinander in einer vorgege
benen Beziehung stehen.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand der Zeichnung bei
spielhaft näher erläutert; es zeigt:
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer Turbinenschau
fel für einen Gasturbinenmotor gemäß der Erfin
dung;
Fig. 2 eine Aufsicht der in Fig. 1 gezeigten Schaufel;
Fig. 3 eine Schnitt-Teilansicht entlang den Linien 3-3
von Fig. 2;
Fig. 4 eine Schnitt-Teilansicht einer anderen Ausfüh
rungsform der Erfindung und
Fig. 5 eine Endansicht des Turbinenbereichs ohne die
Kühllöcher und die Ausnehmungen in den Turbi
nenschaufeln.
Wie aus der nachfolgenden Beschreibung deutlich wird, be
steht das Ziel der Erfindung darin, ein Verstopfen der Kopf
löcher zu verhindern, die bei einer luftgekühlten Axial
stromturbinenschaufelkopfdichtungs- und -schaufelkühlkon
figuration verwendet werden. Während es eine Vielzahl von
Konfigurationen dieser Kopflöcher gibt, versteht es sich,
daß das Ziel dieser Erfindung darin besteht, das Verstopfen
dieser Löcher auszuschließen, und die Erfindung ist nicht
auf die bestimmte Lochkonfiguration und -anordnung gemäß den
nachfolgenden Ausführungsformen beschränkt.
Der Fachmann erkennt, daß die Turbinenschaufel eine einer
Mehrzahl von Axialstromturbinenschaufeln ist, die in einer
Scheibe oder Nabe des Turbinenrotors aufgenommen und durch
die heißen Gase angetrieben sind, die im Verbrennungsbereich
des Gasturbinenmotors entwickelt werden. Die durch die Tur
bine gewonnene Energie dient im wesentlichen dazu, die Ver
dichter des Motors anzutreiben und eine Schubkraft zu erzeu
gen. Da die am nächsten zum Verbrennungsbereich angeordnete
Turbine, die als erste Turbinenstufe bezeichnet wird, wahr
scheinlich von sämtlichen Bauteilen des Motors der höchsten
Temperatur ausgesetzt ist, sind Einrichtungen zum Kühlen der
Turbinenschaufeln vorgesehen. Das Kühlen von Turbinenschau
feln ist bekannt, und für das Verständnis der vorliegenden
Erfindung ist es lediglich notwendig, zu wissen, daß die
meisten Turbinenschaufelkühleinrichtungen typischerweise mit
einem inneren Längsdurchlaß arbeiten, der Kühldruckluft zu
führt, die zum Duschkopfkühlen, Filmkühlen und dergleichen
verwendet wird.
Ein besseres Verständnis der vorliegenden Erfindung ergibt
sich aus den Fig. 1 bis 3, die eine allgemein mit der
Bezugsziffer 10 bezeichnete Turbinenschaufel zeigen, die
einen Fußbereich 12, eine Plattform 14 und einen Tragflä
chenbereich 15 hat. Typischerweise von einem (nicht gezeig
ten) Verdichterbereich herangeführte Luft wird innerhalb der
Schaufel in das Bodenende des Fußbereichs 12 geleitet und in
den Gasweg durch die Luftauslaßlöcher, wie beispielsweise
die Duschkopf- und Filmkühllöcher (nicht gezeigt) ausgelas
sen. Da diese Erfindung in erster Linie mit den Kopfdich
tungs- und Kühllöchern befaßt ist, wird die Beschreibung der
Einfachheit halber auf diesen Bereich der Schaufel be
schränkt. Wegen weiterer Einzelheiten wird auf die US-PS
4 257 737 und die US-PS 4 753 575 verwiesen. Diese beiden
Patente sind auf die Anmelderin übertragen worden, und der
Offenbarungsgehalt dieser Patente bildet einen Teil der
vorliegenden Anmeldung. Der Tragflächenbereich 16 besteht
aus einer Druckseite 18, einer voreilenden Kante 20, einer
nacheilenden Kante 22, einer Kopffläche 32 und einer Saug
seite 24, die sich gegenüber der Druckseite der Tragfläche
befindet.
Wie in den Fig. 2 und 3 gezeigt, umfaßt der Kopf der
Schaufel eine Mehrzahl beabstandeter Löcher oder Schlitze
30, die profilsehnenartig von der voreilenden Kante 20 zur
nacheilenden Kante 22 verlaufen. Beim Stand der Technik ver
liefen diese Löcher von einem inneren Kühldurchlaß zum Kopf
bereich und endeten bündig mit der Außenfläche 32. Gemäß der
Erfindung ist eine Ausnehmung 36 mit gewissen kritischen Ab
messungen und Beschränkungen in der Außenfläche 32 im Be
reich des Lochs 30 ausgebildet. Da sämtliche Ausnehmungen
und ihre Kriterien relativ zu den Löchern 20 identisch sind,
werden nachfolgend zur Vereinfachung lediglich ein Loch und
ein Hohlraum näher erläutert.
Wie in den Fig. 3 und 5 gezeigt, verläuft die Ausnehmung
36 von der Kante der Druckseite zur Saugseite 26 hinauf zur
Rückwand 40 des Lochs 30. Die Ausnehmung 36 verläuft in der
anderen Richtung von der voreilenden Kante 20 zur nacheilen
den Kante 22 im wesentlichen über die gesamte Breite des
Lochs 30. Für die Ausnehmung 36 gibt es andere kritische Be
schränkungen. Bei gewissen Bedingungen muß der Auslaßluft
strom oder -strahl 42 aus dem Loch 30 berücksichtigt werden.
Betrachtet in der Querschnittsebene durch den Luftstrahl,
ist das Loch 30 derart angeordnet, daß die äußere Kante 44
in den Begrenzungen enthalten ist, die durch den Spalt 48
und die Verlängerung der Druckseite 18 bestimmt sind. Die
den Luftstrahl bezeichnenden Linien sind lediglich aus Ver
anschaulichungsgründen gewählt, da die Luft auf die äußere
Luftdichtung 50 auftreffen würde. Obwohl die Tiefe der Aus
nehmung 36 (die mit dem Buchstaben A bezeichnet ist) nicht
als kritisch betrachtet wird, sollte sie zumindest fünfund
siebzig Prozent (75%) der Dicke des Schlitzes 30 betragen
(die mit dem Buchstaben B bezeichnet ist).
Es ist wichtig, daß die Oberfläche 40 des Lochs 30 radial
zur Kopffläche 32 verläuft. Der Winkel, den die Oberfläche
40 mit der Kopffläche 32 einschließt und der mit dem Buch
staben C bezeichnet ist, sollte so gewählt sein, daß die
aerodynamische Abdichtung maximiert ist, um den Turbinenwir
kungsgrad zu erhöhen und dadurch die Motornutzleistung zu
optimieren.
Gemäß der Erfindung ist der Winkel C, der zur Optimierung
der Motornutzleistung auszulegen ist, größer als der Winkel,
der bei bekannten Konstruktionen erhalten wird, die keine
Ausnehmung 36 umfassen, der gemäß der Erfindung vorhanden
ist. Wesentlich ist, daß durch Erhöhen des optimalen Winkels
C im Bereich der voreilenden Kante eine bessere Funktion
erreicht wird, wo der Winkel C vergrößert werden muß, damit
das Loch 30 den inneren Kühldurchlaß 32 schneidet, der sich
in Fluidkommunikation mit dem Loch 30 befindet. Es wird
erwartet, daß der innere Kühldurchlaß 52, der eine Quelle
für Kühldruckluft ist, die Funktion dieses Merkmals im Be
reich der voreilenden Kante auf die örtliche Toleranz un
empfindlich macht.
Die Gründe, weshalb der optimale Winkel C für die Löcher 30
erfindungsgemäß größer sein soll, ergeben sich aus folgen
dem: Erstes dadurch, daß die Druckseite des Luftstrahls dem
hohen statischen Druck auf der Druckseite der Tragfläche
ausgesetzt ist, ein zusätzlicher Strom hereingezogen und
durch den Strahl 42 beschleunigt. Da diese Luft bei größeren
Winkeln einen größeren "Zugang" hat, führt dies dazu, daß
der optimale Winkel ein größerer Winkel sein kann.
Zweitens vermag ein Hohlraum, wie die in Fig. 4 gezeigte
Ausnehmung 36′, die im vorstehenden Absatz beschriebene
Wirkung zu verstärken und den optimalen Winkel C zu vergrö
ßern (die Luft hat dadurch einen noch größeren Zugang). Es
ist jedoch zu bemerken, daß die Konfiguration in Fig. 4
durch Erwärmen der Fläche 56′ begrenzt sein könnte, da die
zusätzliche Luft eine Luft aus dem Gasweg ist, die eine sehr
viel höhere Temperatur als die Luft des Strahls 42 hat.
Drittens tritt auf den Schaufeln, die sich im Reibeingriff
mit der äußeren Luftdichtung 50 (Fig. 3 und 5) befunden
haben, eine stärkere Dichtung auf, da eine Reibung über dem
Loch eine dünne "Rippe" an Material hinterläßt. Anstatt den
Strahl 42 zu blockieren, lenkt diese "Rippe" den Strahl 42
zu einem kleineren effektiven Winkel C ab (der näher am
optimalen Winkel liegt).
Die Erfindung bezweckt, daß der Winkel der Fläche 56′ rela
tiv zum Loch 30 vergrößert wird, wie in Fig. 4 gezeigt, um
die Nutzleistung zusätzlich zu vergrößern. Um jedoch inner
halb der vorstehend genannten Beschränkungen der kritischen
Abmessungen zu bleiben, ist die Tiefe der Ausnehmung 36′
dieselbe wie in Fig. 3. Die Tiefe wird jedoch an einer
Ebene gemessen, die durch die Verbindung verläuft, wo die
Ausnehmung 36′ das Loch 30 parallel zur Fläche 32 schneidet
(gleiche Bezugsziffern bezeichnen in sämtlichen Figuren
jeweils identische Elemente). Der Verbindungspunkt ist mit
dem Buchstaben D bezeichnet, und diese Abmessung ist durch
die mit dem Buchstaben E bezeichneten Pfeile dargestellt.
Die Ausnehmung 36 (Fig. 3) und die Ausnehmung 36′ (Fig. 4)
werden durch eine geeignete und bekannte elektrische Entla
dungsmaschine (EDM) hergestellt, die üblicherweise zum Loch
bohren verwendet wird. Um die Größe und die Form dieser
Ausnehmungen zu erzeugen, ist die Elektrode der EDM-Maschine
in an sich bekannter Weise entsprechend geformt. Bei derzei
tigen Konstruktionen sind die Löcher 30, wie gezeigt, als
Schlitze ausgebildet, und in der vorliegenden Beschreibung
werden die Begriffe "Löcher" und "Schlitze" austauschbar
verwendet. Ein wesentlicher Punkt ist, daß zur Erreichung
der gewünschten Leistung die Schlitze bei bisherigen Kon
struktionen eine Länge von im wesentlichen 1,27 mm (0,050
Inch) und eine Breite von 0,3 mm (0,012 Inch) haben müssen,
um vollständig in der Kopffläche und sehr nahe an der Druck
fläche durchzutreten. Dies erforderte einen schwer durchzu
führenden Herstellungsvorgang und führte deshalb zu einem
Herstellungsproblem. Die Erfindung vermindert dieses Problem
weitgehend.
Durch die bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung werden
neben anderen die folgenden Verbesserungen erzielt:
- 1. Die Wahrscheinlichkeit, daß Kopflöcher durch Schmierma terial infolge von Schaufelkopfreibung verstopft wer den, wird minimiert, wodurch sichergestellt ist, daß die Dichtungs- und Kühleigenschaften der Löcher erhal ten bleiben.
- 2. Die Herstellbarkeit der Kopflöcher wird durch Un empfindlichmachen des Leistungszuwachses in bezug auf die Toleranz der Lochposition relativ zur Druckseite der Tragfläche verbessert.
- 3. Die Kopfdichtungsfunktion wird verbessert, wenn der Winkel C (Fig. 3) aufgrund von räumlichen Beschränkun gen vergrößert werden muß.
- 4. Kopfdichtungslochkonfigurationen lassen sich leichter herstellen, wenn die Schaufelkopfoberflächen mit schleifendem Material überzogen sind, das ein Problem beim Bohren von EDM-Löchern und/oder beim Abdecken der Löcher hervorruft, wenn sie gebohrt werden.
Die Erfindung ist in einzelnen Ausführungsformen beschrieben
worden, ohne daß die Erfindung auf diese Ausführungsformen
beschränkt ist.
Claims (10)
1. Innengekühlte Tragfläche einer Turbinenrotorschaufel
eines Gasturbinenmotors, mit
- - einer Kopfoberfläche, einer voreilenden Kante, einer nacheilenden Kante und einer Druckseite,
- - einer ringförmigen Abdeckung, die konzentrisch um die Tragfläche angeordnet ist und mit der Kopf oberfläche einen Spalt bestimmt,
- - einem inneren Durchlaß zum Leiten von Kühlluft zu einer Auslaßöffnung, die benachbart zum Kopf der Tragfläche im Bereich der Druckfläche ausgebildet ist, um einen Kühlluftstrahl zu erzeugen, der un ter einem gegebenen Winkel in den Spalt austritt, und
- - einer Einrichtung zum Verhindern der Verstopfung der Auslaßöffnung mit einer Ausnehmung, die be nachbart zur Auslaßöffnung ausgebildet ist und von der Druckseite zu einem Wandbereich verläuft, der die am weitesten von der Druckfläche entfernte Auslaßöffnung enthält und sich im wesentlichen über die Breite der Auslaßöffnung erstreckt.
2. Innengekühlte Tragfläche nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß der Turbinenrotor eine Mehrzahl um
fangsmäßig beabstandete Tragflächen umfaßt und die
Abdeckung mit den Kopfoberflächen der Tragflächen einen
ringförmigen Spalt bestimmt.
3. Innengekühlte Tragfläche nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß eine Mehrzahl von Ausnehmungen vor
gesehen ist, die in Längsrichtung entlang der Druck
fläche beabstandet sind, die von der voreilenden Kante
zur nacheilenden Kante verläuft.
4. Innengekühlte Tragfläche nach einem der Ansprüche 1 bis
3, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausnehmungen oder
jede derselben benachbart zur Druckfläche einen tiefe
ren Bereich umfaßt und stromlinienförmig zu einem weni
ger tiefen Bereich benachbart zu der Auslaßöffnung
verläuft.
5. Innengekühlte Tragfläche nach einem der Ansprüche 1 bis
4, dadurch gekennzeichnet, daß die Auslaßöffnung ein
Schlitz ist.
6. Innengekühlte Tragfläche nach Anspruch 5, dadurch ge
kennzeichnet, daß die Tiefe der Ausnehmung im wesentli
chen zumindest 75% der Schlitzdicke entspricht.
7. Innengekühlte Tragfläche nach Anspruch 4, dadurch ge
kennzeichnet, daß die Auslaßöffnung ein Schlitz und die
Tiefe der Ausnehmung im wesentlichen gleich 75% der
Schlitzdicke ist, gemessen benachbart von der Verbin
dung, an der sich die Ausnehmung und der Schlitz
schneiden.
8. Verfahren zur Herstellung einer Schaufel für einen
Turbinenrotor mit den Schritten:
- - Gießen der Schaufel aus geschmolzenem Material in im wesentlichen in die Form und mit den Abmessun gen der fertigen Schaufel, umfassend einen Trag flächenbereich mit einer Wand, die eine Drucksei te, eine Saugseite, eine Kopfoberfläche, eine vor eilende Kante und eine nacheilende Kante und in nere Kühldurchlässe hat,
- - Bearbeiten der Schaufel und des Tragflächenbe reichs auf die fertige Form und Abmessung;
- - Bohren von Löchern durch die Wand der Tragfläche durch eine elektrische Entladungsbearbeitung, um vorbestimmte innere Kühldurchlässe zu verbinden, und
- - Ausbilden einer Ausnehmung in der Außenfläche des Tragflächenbereichs benachbart zu den Löchern durch eine elektrische Entladungsbearbeitung gleichzeitig mit dem Bohrschritt.
9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß
der Schritt eines gleichzeitigen Bohrens der Ausnehmung
sich von der Druckseite zu der am weitesten entfernten
Abmessung des Wandbereichs erstreckt, der die Löcher
auf der Kopfoberfläche des Tragflächenbereichs be
stimmt.
10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß
das gleichzeitige Bohren der Ausnehmung sich im wesent
lichen über die Breite der Löcher erstreckt, und daß
die Tiefe der Ausnehmung im wesentlichen gleich zumin
dest 75% der Abmessung des angrenzenden Lochs ist.
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/966,985 US5476364A (en) | 1992-10-27 | 1992-10-27 | Tip seal and anti-contamination for turbine blades |
GB9415591A GB2291935B (en) | 1992-10-27 | 1994-08-02 | Tip seal and anti-contamination for turbine blades |
DE4427360A DE4427360B4 (de) | 1992-10-27 | 1994-08-02 | Innengekühltes Blatt einer Turbinenrotorschaufel eines Gasturbinenmotors |
FR9409703A FR2723396B1 (fr) | 1992-10-27 | 1994-08-04 | Plan de sustentation a refroidissement interne d'une ailette de rotor de turbine d'un moteur a turbine a gaz et procede de fabrication de l'ailette |
Applications Claiming Priority (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/966,985 US5476364A (en) | 1992-10-27 | 1992-10-27 | Tip seal and anti-contamination for turbine blades |
GB9415591A GB2291935B (en) | 1992-10-27 | 1994-08-02 | Tip seal and anti-contamination for turbine blades |
DE4427360A DE4427360B4 (de) | 1992-10-27 | 1994-08-02 | Innengekühltes Blatt einer Turbinenrotorschaufel eines Gasturbinenmotors |
FR9409703A FR2723396B1 (fr) | 1992-10-27 | 1994-08-04 | Plan de sustentation a refroidissement interne d'une ailette de rotor de turbine d'un moteur a turbine a gaz et procede de fabrication de l'ailette |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4427360A1 true DE4427360A1 (de) | 1996-02-08 |
DE4427360B4 DE4427360B4 (de) | 2007-08-09 |
Family
ID=27436027
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4427360A Expired - Fee Related DE4427360B4 (de) | 1992-10-27 | 1994-08-02 | Innengekühltes Blatt einer Turbinenrotorschaufel eines Gasturbinenmotors |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5476364A (de) |
DE (1) | DE4427360B4 (de) |
FR (1) | FR2723396B1 (de) |
GB (1) | GB2291935B (de) |
Families Citing this family (38)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5771577A (en) * | 1996-05-17 | 1998-06-30 | General Electric Company | Method for making a fluid cooled article with protective coating |
US6027306A (en) * | 1997-06-23 | 2000-02-22 | General Electric Company | Turbine blade tip flow discouragers |
US5997251A (en) * | 1997-11-17 | 1999-12-07 | General Electric Company | Ribbed turbine blade tip |
US6190129B1 (en) | 1998-12-21 | 2001-02-20 | General Electric Company | Tapered tip-rib turbine blade |
US6086328A (en) * | 1998-12-21 | 2000-07-11 | General Electric Company | Tapered tip turbine blade |
US6179556B1 (en) | 1999-06-01 | 2001-01-30 | General Electric Company | Turbine blade tip with offset squealer |
US6478537B2 (en) * | 2001-02-16 | 2002-11-12 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Pre-segmented squealer tip for turbine blades |
US6527514B2 (en) | 2001-06-11 | 2003-03-04 | Alstom (Switzerland) Ltd | Turbine blade with rub tolerant cooling construction |
US6790005B2 (en) | 2002-12-30 | 2004-09-14 | General Electric Company | Compound tip notched blade |
US6932571B2 (en) * | 2003-02-05 | 2005-08-23 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for a turbine blade tip |
US7080971B2 (en) * | 2003-03-12 | 2006-07-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Cooled turbine spar shell blade construction |
DE10355241A1 (de) * | 2003-11-26 | 2005-06-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Fluidzufuhr |
US7118342B2 (en) * | 2004-09-09 | 2006-10-10 | General Electric Company | Fluted tip turbine blade |
US7510376B2 (en) * | 2005-08-25 | 2009-03-31 | General Electric Company | Skewed tip hole turbine blade |
US7287959B2 (en) * | 2005-12-05 | 2007-10-30 | General Electric Company | Blunt tip turbine blade |
US8512003B2 (en) | 2006-08-21 | 2013-08-20 | General Electric Company | Tip ramp turbine blade |
US8500396B2 (en) * | 2006-08-21 | 2013-08-06 | General Electric Company | Cascade tip baffle airfoil |
US8632311B2 (en) * | 2006-08-21 | 2014-01-21 | General Electric Company | Flared tip turbine blade |
US7686578B2 (en) * | 2006-08-21 | 2010-03-30 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
US7607893B2 (en) * | 2006-08-21 | 2009-10-27 | General Electric Company | Counter tip baffle airfoil |
US8425183B2 (en) | 2006-11-20 | 2013-04-23 | General Electric Company | Triforial tip cavity airfoil |
US8186965B2 (en) * | 2009-05-27 | 2012-05-29 | General Electric Company | Recovery tip turbine blade |
US9091177B2 (en) | 2012-03-14 | 2015-07-28 | United Technologies Corporation | Shark-bite tip shelf cooling configuration |
US9284845B2 (en) | 2012-04-05 | 2016-03-15 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil tip shelf and squealer pocket cooling |
US9228442B2 (en) | 2012-04-05 | 2016-01-05 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil tip shelf and squealer pocket cooling |
US10655473B2 (en) * | 2012-12-13 | 2020-05-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine blade leading edge tip trench cooling |
GB2529681B (en) | 2014-08-29 | 2019-02-20 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine rotor arrangement |
GB201417429D0 (en) * | 2014-10-02 | 2014-11-19 | Rolls Royce Plc | A cooled component |
US9995147B2 (en) * | 2015-02-11 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Blade tip cooling arrangement |
US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
US10585007B2 (en) | 2017-06-22 | 2020-03-10 | Unison Industries, Llc | Air temperature sensor |
US10605675B2 (en) | 2017-06-22 | 2020-03-31 | Unison Industries, Llc | Air temperature sensor |
USD844466S1 (en) | 2017-06-22 | 2019-04-02 | Unison Industries, Llc | Temperature sensor |
US10578498B2 (en) | 2017-06-22 | 2020-03-03 | Unison Industries, Llc | Air temperature sensor |
US10545057B2 (en) | 2017-06-22 | 2020-01-28 | Unison Industries, Llc | Air temperature sensor and method of reducing error |
US10605098B2 (en) | 2017-07-13 | 2020-03-31 | General Electric Company | Blade with tip rail cooling |
US11053848B2 (en) * | 2018-01-24 | 2021-07-06 | General Electric Company | Additively manufactured booster splitter with integral heating passageways |
JP6946225B2 (ja) * | 2018-03-29 | 2021-10-06 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼、及びガスタービン |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1245518A (fr) * | 1957-04-19 | 1960-11-10 | Perfectionnements apportés aux turbines à fluide gazeux chaud | |
GB895615A (en) * | 1960-02-05 | 1962-05-02 | Rolls Royce | A method and apparatus for forming non-circular holes |
US3533712A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
DE2231426C3 (de) * | 1972-06-27 | 1974-11-28 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Deckbandlose, innen gekühlte Axialturbinenlaufschaufel |
GB1426049A (en) * | 1972-10-21 | 1976-02-25 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
GB1605180A (en) * | 1974-05-16 | 1983-01-26 | Lls Royce Ltd | Method for manufacturing a blade for a gas turbine engine |
US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
US4197443A (en) * | 1977-09-19 | 1980-04-08 | General Electric Company | Method and apparatus for forming diffused cooling holes in an airfoil |
US4303374A (en) * | 1978-12-15 | 1981-12-01 | General Electric Company | Film cooled airfoil body |
GB2066372A (en) * | 1979-12-26 | 1981-07-08 | United Technologies Corp | Coolable wall element |
US4390320A (en) * | 1980-05-01 | 1983-06-28 | General Electric Company | Tip cap for a rotor blade and method of replacement |
NO811831L (no) * | 1980-06-05 | 1981-12-07 | United Technologies Corp | Tupphette for rotorblader. |
GB2096525B (en) * | 1981-04-14 | 1984-09-12 | Rolls Royce | Manufacturing gas turbine engine blades |
MX155481A (es) * | 1981-09-02 | 1988-03-17 | Westinghouse Electric Corp | Pala de rotor de turbina |
US4589823A (en) * | 1984-04-27 | 1986-05-20 | General Electric Company | Rotor blade tip |
US4672727A (en) * | 1985-12-23 | 1987-06-16 | United Technologies Corporation | Method of fabricating film cooling slot in a hollow airfoil |
US4676719A (en) * | 1985-12-23 | 1987-06-30 | United Technologies Corporation | Film coolant passages for cast hollow airfoils |
US4705455A (en) * | 1985-12-23 | 1987-11-10 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent film coolant passage |
US4762464A (en) * | 1986-11-13 | 1988-08-09 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Airfoil with diffused cooling holes and method and apparatus for making the same |
US4827587A (en) * | 1988-01-25 | 1989-05-09 | United Technologies Corporation | Method of fabricating an air cooled turbine blade |
US5030060A (en) * | 1988-10-20 | 1991-07-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions |
US5282721A (en) * | 1991-09-30 | 1994-02-01 | United Technologies Corporation | Passive clearance system for turbine blades |
US5261789A (en) * | 1992-08-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Tip cooled blade |
US5313038A (en) * | 1992-12-22 | 1994-05-17 | United Technologies Corporation | EDM drilling of low angle holes |
-
1992
- 1992-10-27 US US07/966,985 patent/US5476364A/en not_active Expired - Lifetime
-
1994
- 1994-08-02 GB GB9415591A patent/GB2291935B/en not_active Expired - Fee Related
- 1994-08-02 DE DE4427360A patent/DE4427360B4/de not_active Expired - Fee Related
- 1994-08-04 FR FR9409703A patent/FR2723396B1/fr not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2291935B (en) | 1999-02-24 |
GB2291935A (en) | 1996-02-07 |
FR2723396A1 (fr) | 1996-02-09 |
DE4427360B4 (de) | 2007-08-09 |
FR2723396B1 (fr) | 1996-10-31 |
US5476364A (en) | 1995-12-19 |
GB9415591D0 (en) | 1994-09-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE4427360A1 (de) | Kopfdichtung für Turbinenschaufeln und Einrichtung zur Verhinderung der Verschmutzung dieser Dichtung | |
DE69932688T2 (de) | Kühlungsöffnungen für Gasturbinenkomponenten | |
DE69417375T2 (de) | Aerodynamische Laufschaufelspitzendichtung | |
DE60018817T2 (de) | Gekühlte Gasturbinenschaufel | |
DE602004010965T2 (de) | Hohle Rotorschaufel eines Gasturbinentriebwerks | |
DE60017541T2 (de) | Schaufelblatt für eine axiale Turbomaschine | |
DE69507782T2 (de) | Luftauslass-Schlitze für die Hinterkante einer Turbinenschaufel mit Filmkühlung | |
DE2718661C2 (de) | Leitschaufelgitter für eine axial durchströmte Gasturbine | |
DE2947521C2 (de) | ||
DE2930949C2 (de) | ||
DE3211139C1 (de) | Axialturbinenschaufel,insbesondere Axialturbinenlaufschaufel fuer Gasturbinentriebwerke | |
DE4003802A1 (de) | Spaltregulierung für die Turbine eines Gasturbinentriebwerks | |
DE2837123C2 (de) | Turbomaschinenschaufel | |
DE69718673T2 (de) | Kühlbare schaufelstruktur für eine gasturbine | |
DE69414209T2 (de) | Kühlung der Vorderkante einer Schaufel | |
DE3930324C2 (de) | Turbinenlaufschaufelkranz für eine Axialströmungsturbine | |
CH704935B1 (de) | Stator-Rotor-Anordnung, Strömungsmaschine und Verfahren zum Herstellen einer Struktur aus umgekehrten Turbulatoren | |
DE3534905C2 (de) | Gekühlte hohle Turbinenschaufel | |
DE60314476T2 (de) | Anordnung eines Gehäuses einer Gasturbine und einer Rotorschaufel | |
DE69923914T2 (de) | Strömungsmaschinenschaufel mit aparter Kühlung der Anströmkante | |
DE102007045951A1 (de) | Stator/Rotor-Anordnungen mit Oberflächenmerkmalen für eine verbesserte Kapselung eines Gasstroms, und verwandte Verfahren | |
DE112015006056B4 (de) | Turbinenschaufel, turbine und verfahren zum herstellen einer turbinenschaufel | |
DE3503421C2 (de) | Axialverdichter für eine Turbomaschine | |
DE102007046252A1 (de) | Feststehende-Rotierende Anordnungen mit Oberflächenmerkmalen zum verbesserten Einschluss von Fluidströmung, und verwandte Prozesse | |
DE19502998A1 (de) | Turbinenflügel-Filmkühlvorrichtung mit Sogunterstützung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |