CZ294166B6 - Plynová turbína a systém vzduchového chlazení lopatky plynové turbíny - Google Patents
Plynová turbína a systém vzduchového chlazení lopatky plynové turbíny Download PDFInfo
- Publication number
- CZ294166B6 CZ294166B6 CZ19991136A CZ113699A CZ294166B6 CZ 294166 B6 CZ294166 B6 CZ 294166B6 CZ 19991136 A CZ19991136 A CZ 19991136A CZ 113699 A CZ113699 A CZ 113699A CZ 294166 B6 CZ294166 B6 CZ 294166B6
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- vane
- base
- cooling air
- cavity
- air
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 74
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 238000005498 polishing Methods 0.000 claims 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 abstract description 11
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 23
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 4
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
-
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
- F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05D2240/81—Cooled platforms
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Chladicí systém lopatek turbínové sekce plynové turbíny je založen na tomŹ že základny @�@Ź �@ lopatky @�@ jsou opatřeny otvory @Q@Ź Q@Ź které jsou umístěny ve směru proudění za vloženou trubicí @ Odpadní chladicí vzduch těmito otvory @Q@Ź Q@Ź po dopadu na příslušnou základnu lopatkyŹ prochází do dutiny @�Ú@ lopatky v místě za vloženou trubicí @Ź zvyšuje tlak v zadní části profilu lopatky a zlepšuje teplotní gradient ve směru rozpětí lopatky@ Systém vzduchového chlazení lopatky @�@ plynové turbíny s dráhou @GF@ hlavního proudu plynů procházející turbínou zahrnuje prostředky pro odebírání chladicího vzduchu z kompresorového úseku a pro jeho vedení do lopatky @�@ V základně @�@Ź �@ lopatky @�@ je uspořádán otvor @Q@Ź Q@ pro spojení s dutinou @�Ú@Ź umístěný v zadní části @ lopatky @�@ mezi vloženou trubicí @ a výfukovými štěrbinami @Q@ Prostředky pro odebírání chladicího vzduchu jsou upraveny pro přivádění druhé části chladicího vzduchu na základnu @�@Ź �@Ź a to s tlakem vyššímŹ než je tlak chladicího vzduchu v dutině @�Úŕ
Description
Oblast techniky
Vynález se týká oblasti chlazení plynových turbín a zejména se týká zdokonalení u chlazení profilu a základen lopatek vysokotlaké turbíny.
Dosavadní stav techniky
Chlazení lopatek turbíny a jejich základen použitím kombinace chlazení dopadajícím vzduchem a chlazení filmem chladívaje známo. Příkladně, chladicí vzduch je odebírán ze stlačeného vzduchu přicházejícího z kompresoru a je veden tak, že dopadá na jednu nebo na obě základny lopatky. Zároveň je vzduch přiváděn do trubice vložené v dutině lopatky za účelem vytváření nárazového chlazení vnitřních stěn lopatky nebo pro vytvoření chladícího vzduchového filmu na povrchu lopatky. Takovéto systémy chlazení jsou shrnuty v patentu US 55 32 091 (Sylvestro), vydaném 4.10.1994.
Patent US 51 42 859 (Glezer a kol.), vydaný 1. 9. 1992, popisuje přivádění chladicího vzduchu z vnější základny do vložky v dutině lopatky a jeho vedení přes otvory ve vložce na vnitřní plochu dutiny lopatky. Část tohoto chladívaje přiváděna do hlavního proudu plynů přes plochu dutiny lopatky. Část tohoto chladivá je přiváděna do hlavního proudu plynů přes otvory na odtokové hraně lopatky. Zbytek tohoto chladivá (Glezer uvádí kolem 20 %) je z dutiny odebírán přes otvor ve vnitřní základně lopatky, mísí se s dalším proudem chladivá a nakonec je přiváděn do hlavního proudu plynů v místě ležícím blízko těsnicího věnce vnitřní základny lopatky. Část odpadního chladicího vzduchu, který vstupuje do hlavního proudu plynů z odtokové hrany profilu lopatky proudí do hlavního proudu plynů vzhledem k lopatce pod malým úhlem a s vyšším machovým číslem, což má za následek pouze malé energetické ztráty, neboť míšení chladicího vzduchu a plynů hlavního proudu je zde malé. Avšak ta část chladicího vzduchu, která do hlavního proudu plynů přichází v blízkosti těsnicího věnce vnitřní základny lopatky nebo v podobném místě nacházejícím se ve směru proudění za vnější základnou, bude mít za následek energetické ztráty způsobené tímto způsobem míšení.
Zvláště ve vysokoteplotním prostředí, kterému jsou takové lopatky nyní běžně vystaveny, je u těchto systémů chlazení lopatek jedním z problémů přivádění relativně velkého množství odpadního chladicího vzduchu do dráhy plynů s minimálními ztrátami a takovým způsobem, aby bylo možno vytvořit účinný film chladivá na tlakové straně lopatky.
Dalším problémem je zvětšení míry zpětného tlaku na odtokové hraně trubice vložené do lopatky, zejména při použití lokálního chlazení vnější plochy lopatky filmem chladivá a snížení nebezpečí, že horký plyn pronikne do dutiny lopatky a dojde tak k přehřátí lopatky.
Podstata vynálezu
Cílem tohoto vynálezu je vytvořit lopatku vysokotlaké turbíny se zlepšenou aerodynamickou účinností a tím zdokonalit účinnost tohoto stupně lopatek snížením energetických ztrát, k nimž dochází, jak bylo popsáno výše, v důsledku míšení sekundárního proudu.
Dalším cílem tohoto vynálezu je vytvořit řešení výše uvedených problémů zvětšením míry odporu proti zpětnému průtoku plynů, k němuž může docházet ve výstupních otvorech vytvořených na lopatce.
-1 CZ 294166 B6
Ještě dalším cílem tohoto vynálezu je zmenšit objem chladicího vzduchu potřebného pro chlazení profilu lopatky. Přesměrovaný odpadní vzduch použitý pro chlazení základny lopatky zde nahrazuje část stlačeného vzduchu určeného pro chlazení profilu lopatky.
Dalším cílem tohoto vynálezu je zlepšit teplotní gradient podél rozpětí lopatky, zejména v jeho zadní části, a tím zvětšit životnost lopatky.
Konstrukce podle tohoto vynálezu zahrnuje vzduchový chladicí systém pro lopatky turbínové sekce plynové turbíny mající dráhu hlavního proudu plynů procházející turbínou. Systém zahrnuje prostředky pro odebírání chladicího vzduchu z kompresorového úseku a pro jeho vedení do lopatky, lopatku zahrnující stěnu lopatky, mající vnější tvar a vymezující odtokovou hranu lopatky, trubici vloženou v dutině lopatky, vystupující ze základny a propojenou s uvedenými prostředky pro odebírání chladicího vzduchu tak, že část chladicího vzduchu může procházet vloženou trubicí a do dutiny, výfukové štěrbiny vzduchu, nacházející se na odtokové hraně lopatky a podél jejího rozpětí napříč dráhou hlavního proudu plynů, určené pro vypouštění vzduchu z dutiny lopatky do hlavního proudu plynů a lopatku, která je dále ve spojení s uvedenými prostředky pro odebírání chladicího vzduchu tak, že další část chladicího vzduchu je směrována tak, aby dopadala na základnu lopatky.
Podstata vynálezu spočívá v tom, že systém chlazení dále zahrnuje otvor, který je vytvořen v základně lopatky za účelem spojení s dutinou a je umístěn v zádní části lopatky mezi trubicí a výfukovými štěrbinami. Otvor je určen pro umožnění odvádění odpadního chladicího vzduchu dopadajícího na základnu lopatky přes výfukové štěrbiny lopatky současně s odpadním vzduchem z vložené trubice.
Výhodou konstrukce podle vynálezu je, že všechen chladicí vzduch z vnitřní dutiny lopatky, který není použit pro chlazení tlakové strany lopatky, je přiváděn do hlavního proudu plynů z odtokové hrany lopatky při vhodném machově čísle a pod vhodným úhlem, což snižuje energetické ztráty vzniklé jeho míšením s hlavním proudem plynů.
Všechen chladicí vzduch, který dopadal na základnu a byl přiveden do dutiny v lopatce bude zvyšovat tlak v jinak relativně nízkotlaké oblasti v zadní části dutiny lopatky, čímž bude bránit zpětnému průniku horkých plynů z hlavního proudu plynů, zejména v případě, že lopatka využívá chlazení tlakové strany lopatky vzduchovým filmem.
Vzhledem k tomu, že odpadní chladicí vzduch, poté co dopadl na základnu lopatky, je teplejší, bude zároveň zlepšen průběh teplotního gradientu podél rozpětí lopatky.
Přehled obrázků na výkresech
Vynález bude v následující části podrobně popsán na svém příkladném provedení s odkazy na přiložené výkresy, kde:
Obr. 1 představuje v řezu bokorys lopatky prvního stupně turbíny podle tohoto vynálezu, a
Obr. 2 je vodorovný řez lopatkou vedený podél čáry 2-2 z obr. 1.
Příklady provedení vynálezu
Lopatka 10 prvního stupně turbíny, která je zobrazena na výkresech, má vnitřní základnu 12 a vnější základnu 14. Lopatka 10 dále zahrnuje stěnu 16, která uvnitř lopatky vymezuje dutinu 18. Stěna 16 lopatky má vpředu, vzhledem k hlavnímu proudu plynů přicházejících ze spalovací komory (dále označovanému jako dráha GF hlavního proudu plynů v průtočném kanále), náběžnou hranu 20. Jak je vidět na obr. 1, jsou lopatky 10 prvního stupně uspořádány do radiálního
-2CZ 294166 B6 seskupení a jsou na své vnitřní základně 12 neseny nosnou konstrukcí 40 a na své vnější základně 14 vodicím prstencem 38.
Dutina 18 je vymezena stěnou 16, která zahrnuje tlakovou stranu 24 a sací stranu 26. Stěna 16, přestože to není na výkrese zobrazeno, je opatřena otvory pro spojení s dutinou 18, které umožňují chlazení vnějšího povrchu stěny 16 lopatky tenkou vrstvou chladicího vzduchu. Chladicí vzduch je do dutiny 18 přiváděn vloženými trubicemi 32 a 34, přičemž v přední části 28 lopatky 10 se nachází vložená trubice 34 a v zadní části 30 lopatky 10 se nachází vložená trubice 32.
Chladicí vzduch, který je odebírán z kompresoru (není zobrazen), prochází prstencovým vzduchovým kanálem obklopujícím turbínu a dále otvory 42 v prstenci 38 do vložené trubice 32. Výstupní otvory 44 mohou být vytvořeny na tlakové a sací straně vložené trubice 32 a umožňovat tak dopad chladicího vzduchu na vnitřní plochu stěny 16, jeho následný průchod skrz otvoiy ve stěně 16 a vytvoření tenké vrstvy chladivá na vnější ploše stěny 16 lopatky. V každém případě, chladivo v dutině 18. které není použito pro tvorbu této vrstvy chladivá, bude procházet do zadní části 30 profilu lopatky přes výstupky 36 a skrz výfukové štěrbiny 54 na odtokové hraně 22 lopatky. Výstupky 36, které leží v dráze proudu chladicího vzduchu proudícího z otvoru 44, zvětšují koeficient přestupu tepla stěny 16.
Proud vzduchu, který opustil vloženou trubici 32 způsobuje na odtokové hraně 33 trubice 32 vznik oblasti nízkého tlaku.
Chladicí vzduch z kompresoru je směrován také přes otvory 46 v prstenci 38 tak, že dopadá na vnější základnu 14 lopatky. Podobně může chladicí vzduch odebíraný z kompresoru procházet i otvory 48 v nosné konstrukci 40 a dopadat na vnitřní základnu 12 lopatky. I když popisované provedení používá chlazení obou základen 12 a 14 lopatky, mohou jiná provedení tohoto vynálezu používat chlazení pouze jedné nebo druhé ze základen lopatky. U popisovaného provedení vynálezu, používajícího chlazení obou základen lopatky jsou otvory 50 a 52 vytvořené v základnách 14, resp. 12, umístěny v bezprostředně za odtokovou hranou 33 vložené trubice 32 tak, aby dopadající chladicí vzduch směřovaly do zadní části dutiny 18 lopatky 10. Výhodně jsou tyto otvory 50 a 52, jeden nebo oba, umístěny strategicky v blízkosti odtokové hrany 33 vložené trubice 32 tak, že umožňují, aby vzduch, který vstupuje do dutiny pod relativně velkým tlakem, zvýšil tlak v normálně nízkotlaké oblasti nacházející se ve směru proudění za odtokovou hranou 33 vložené trubice 32, tím zvýšil celkový tlak v této oblasti a tím zabraňoval průniku horkých plynů z dráhy GF hlavního proudu plynů, a to zejména v případě, kdy je v konstrukci lopatky použito chlazení tlakové strany profilu vzduchovým filmem. Toto uspořádání reaktivuje oblast odděleného proudu vznikající bezprostředně za odtokovou hranou trubice a tím lokálně v této oblasti zlepšuje přestup tepla. Otvory 50 a 52 mohou být samozřejmě umístěny i vjiných místech v zadní části dutiny 18 mimo vloženou trubici 32.
Chladicí vzduch, který dopadá na základny 12 a 14 má vyšší teplotu než chladicí plyny procházející vloženou trubicí 32. Ze stavu techniky, včetně patentu US 42 93 275 (Kobayashi a kol.) vydaného 6.10. 1981, je známo, že se teplotní gradient podél rozpětí profilu mezi vnitřní základnou a vnější základnou lopatky značně mění. Vyšší teploty jsou přitom v oblasti středu rozpětí a nižší teploty pak v oblasti vnitřní základny a v oblasti vnější základny. Vháněním odpadního teplejšího chladicího vzduchu ze základny lopatky přes otvory 50 a 52 vytvořené v oblasti vnější základny, resp. v oblasti vnitřní základny, bude teplotní gradient stěn profilu od otvorů 50 a 52 k výfukovým štěrbinám 54 vyrovnanější, tj. zmenšený, neboť teplota v oblasti vnější základny a v oblasti vnitřní základny bude zvýšena a bude bližší teplotě vzduchu v oblasti středu rozpětí lopatky.
Přiváděním chladivá ze základny do hlavního proudu plynů přes dutinu 18 lopatky 10 lze, ve srovnání s jeho vedením přes otvory vedoucí ze základny přímo do hlavního proudu plynů nebo přes otvory umístěné za základnou lopatky v blízkosti těsnicího věnce (jako je tomu u Glezera), udržovat v dutině 18 lopatky relativně vyšší tlak vzhledem k vysokému tlaku na tlakové straně
-3 CZ 294166 B6 lopatky. To umožňuje, aby otvor pro vytvoření filmu chladicího vzduchu na tlakové straně lopatky byl umístěn více proti směru proudění než je tomu u lopatek podle známého stavu techniky.
Claims (8)
- PATENTOVÉ NÁROKY1. Plynová turbína zahrnující systém vzduchového chlazení lopatky (10) turbínové sekce plynové turbíny, kde plynová turbína má dráhu (GF) hlavního proudu plynů procházející turbínou, zahrnující prostředky pro odebírání chladicího vzduchu z kompresorového úseku a pro jeho vedení do lopatky (10), která zahrnuje stěnu (16) lopatky, mající vnější tvar a vymezující vnitřní dutinu (18), přičemž lopatka (10) zahrnuje základnu (12, 14) na konci lopatky (10), zadní část (30) vymezující odtokovou hranu (22) lopatky (10), vloženou trubici (32) v dutině (18), vystupující ze základny (12, 14) a propojenou s prostředky pro odebírání chladicího vzduchu a procházení části chladicího vzduchu vloženou trubicí (32) a do dutiny (18), a dále zahrnující výfukové štěrbiny (54) vzduchu, nacházející se na odtokové hraně (22) lopatky (10) a podél jejího rozpětí napříč dráhou (GF) hlavního proudu plynů pro vypouštění plynu z dutiny (18) lopatky (10) do dráhy (GF) hlavního proudu plynů, přičemž lopatka (10) je dále ve spojení s prostředky pro odebírání chladicího vzduchu pro směrování další části chladicího vzduchu na základnu (12, 14) lopatky (10), vyznačující se tím, že v základně (12, 14) lopatky (10) je uspořádán otvor (50, 52) pro spojení s dutinou (18), umístěný v zadní části (30) lopatky (10) mezi vloženou trubicí (32) a výfukovými štěrbinami (54), přičemž základna (12, 14) je upravena pro směrování chladicího vzduchu, použitého na chlazení základny (12, 14), otvorem (50, 52) do dutiny (18) a pro odvádění přes výfukové štěrbiny (54) současně s částí odpadního vzduchu vstupujícího do dutiny (18) z vložené trubice (32).
- 2. Plynová turbína podle nároku 1, vyznačující se tím, že základnou je vnější základna (14) lopatky, a tím, že zahrnuje další vnitřní základnu (12), kde vnitřní i vnější základna (12, 14) se nacházejí na příslušných koncích lopatky (10), přičemž otvor (50, 52) je vytvořen jak ve vnější základně (14), tak i ve vnitřní základně (12) lopatky.
- 3. Plynová turbína podle nároku 1,vyznačující se tím, že vložená trubice (32) je opatřena odtokovou hranou (33), přičemž otvor (50, 52) je umístěn v blízkosti odtokové hrany (33) vložené trubice (32).
- 4. Způsob chlazení duté lopatky (10) v dráze (GF) hlavního proudu plynů turbínového úseku plynové turbíny, kde dutá lopatka (10) má vnitřní základnu (12), vnější základnu (14) a odtokovou hranu (22) s výstupem (54), vyznačující se tím, že stlačený chladicí vzduch se vede ve směru proudění do vnitřku (18) duté lopatky (10) přes potrubí (32) v duté lopatce (10) a druhý proud stlačeného chladicího vzduchu se vede do vnitřní základny (12) a vnější základny (14) lopatky (10), přičemž druhý proud chladicího vzduchu se vede do duté lopatky (10) v místě ležícím ve směru proudění za potrubím (32) v duté lopatce (10) a poté se chladicí vzduch z prvního a druhého proudu chladicího vzduchu vede přes výstupy (54) v odtokové hraně (22) lopatky (10) do dráhy (GF) hlavního proudu plynů pod úhlem a při machově čísle podobném proudění v dráze (GF) hlavního proudu plynů pro zúžení rozsahu teplotního gradientu podél rozpětí lopatky (10).
- 5. Způsob chlazení duté lopatky (10) podle nároku 4, vyznačuj ící se tím, že druhý proud chladicího vzduchu se přivádí do duté lopatky (10) v místě ležícím poblíž a ve směru proudění za potrubím (32).
- 6. Systém vzduchového chlazení lopatky (10) plynové turbíny s dráhou (GF) hlavního proudu plynů procházející turbínou, zahrnující prostředky pro odebírání chladicího vzduchu-4CZ 294166 B6 z kompresorového úseku a pro jeho vedení do lopatky (10), která zahrnuje stěnu (16) lopatky, mající vnější tvar a vymezující vnitřní dutinu (18), přičemž lopatka (10) zahrnuje základnu (12, 14) na konci lopatky (10), zadní část (30) vymezující odtokovou hranu (22) lopatky (10), vloženou trubici (32) v dutině (18), vystupující ze základny (12, 14) a propojenou s prostředky pro odebírání chladicího vzduchu a procházení první části stlačeného chladicího vzduchu vloženou trubicí (32) a do dutiny (18), ve které má chladicí vzduch tlak v dutině (18), a dále zahrnující výfukové štěrbiny (54) vzduchu, nacházející se na odtokové hraně (22) lopatky (10) a podél jejího rozpětí napříč dráhou (GF) hlavního proudu plynů pro vypouštění plynu z dutiny (18) lopatky (10) do dráhy (GF) hlavního proudu plynů, přičemž lopatka (10) je dále ve spojení s prostředky pro odebírání chladicího vzduchu pro směřování druhé části chladicího vzduchu na základnu (12, 14) lopatky (10), vyznačující se tím, že v základně (12, 14) lopatky (10) je uspořádán otvor (50, 52) pro spojení s dutinou (18), umístěný v zadní části (30) lopatky (10) mezi vloženou trubicí (32) a výfukovými štěrbinami (54), přičemž prostředky pro odebírání chladicího vzduchu jsou upraveny pro přivádění druhé části hladicího vzduchu na základnu (12, 14) s tlakem vyšším, než je tlak chladicího vzduchu v dutině (18) pro směrování druhé části chladicího vzduchu otvorem (50, 52) a do dutiny (18) a pro odvádění a přes výfukové štěrbiny (54) současně s částí chladicího vzduchu vstupujícího do dutiny (18) z vložené trubice (32).
- 7. Systém vzduchového chlazení podle nároku 6, vyznačující se tím, že vložená trubice (32) má odtokovou hranu (33) a otvor (50, 52) je uspořádán u odtokové hrany (33) vložené trubice (32).
- 8. Systém vzduchového chlazení podle nároku 6, vyznačující se tím, že základnou je vnější základna (14) lopatky, a tím, že zahrnuje další vnitřní základnu (12), kde vnitřní i vnější základna (12, 14) se nacházejí na příslušných koncích lopatky (10), přičemž otvor (50, 52) je vytvořen jak ve vnější základně (14), tak i ve vnitřní základně (12) lopatky.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/725,990 US5711650A (en) | 1996-10-04 | 1996-10-04 | Gas turbine airfoil cooling |
| PCT/CA1997/000705 WO1998015717A1 (en) | 1996-10-04 | 1997-09-25 | Gas turbine airfoil cooling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ113699A3 CZ113699A3 (cs) | 1999-08-11 |
| CZ294166B6 true CZ294166B6 (cs) | 2004-10-13 |
Family
ID=24916764
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ19991136A CZ294166B6 (cs) | 1996-10-04 | 1997-09-25 | Plynová turbína a systém vzduchového chlazení lopatky plynové turbíny |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5711650A (cs) |
| EP (1) | EP0929734B1 (cs) |
| JP (1) | JP4086906B2 (cs) |
| KR (1) | KR100533902B1 (cs) |
| CN (1) | CN1092748C (cs) |
| CA (1) | CA2266449C (cs) |
| CZ (1) | CZ294166B6 (cs) |
| DE (1) | DE69721792T2 (cs) |
| PL (1) | PL187878B1 (cs) |
| RU (1) | RU2179245C2 (cs) |
| WO (1) | WO1998015717A1 (cs) |
Families Citing this family (41)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6430931B1 (en) * | 1997-10-22 | 2002-08-13 | General Electric Company | Gas turbine in-line intercooler |
| US6506013B1 (en) | 2000-04-28 | 2003-01-14 | General Electric Company | Film cooling for a closed loop cooled airfoil |
| US6439837B1 (en) * | 2000-06-27 | 2002-08-27 | General Electric Company | Nozzle braze backside cooling |
| US6454526B1 (en) * | 2000-09-28 | 2002-09-24 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooled turbine vane with endcaps |
| US6742984B1 (en) * | 2003-05-19 | 2004-06-01 | General Electric Company | Divided insert for steam cooled nozzles and method for supporting and separating divided insert |
| EP1571296A1 (de) * | 2004-03-01 | 2005-09-07 | Alstom Technology Ltd | Gekühlte Strömungsmaschinenschaufel und Verfahren zur Kühlung |
| US7326030B2 (en) * | 2005-02-02 | 2008-02-05 | Siemens Power Generation, Inc. | Support system for a composite airfoil in a turbine engine |
| US7465154B2 (en) * | 2006-04-18 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component suction side trailing edge cooling scheme |
| US7743613B2 (en) * | 2006-11-10 | 2010-06-29 | General Electric Company | Compound turbine cooled engine |
| US7857594B2 (en) * | 2006-11-28 | 2010-12-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine exhaust strut airfoil profile |
| US7789625B2 (en) * | 2007-05-07 | 2010-09-07 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with enhanced cooling |
| US8439644B2 (en) * | 2007-12-10 | 2013-05-14 | United Technologies Corporation | Airfoil leading edge shape tailoring to reduce heat load |
| US7946801B2 (en) * | 2007-12-27 | 2011-05-24 | General Electric Company | Multi-source gas turbine cooling |
| US8393867B2 (en) * | 2008-03-31 | 2013-03-12 | United Technologies Corporation | Chambered airfoil cooling |
| RU2386817C1 (ru) * | 2008-08-15 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная газовая турбина |
| EP2211024A1 (en) | 2009-01-23 | 2010-07-28 | Siemens Aktiengesellschaft | A gas turbine engine |
| US8182223B2 (en) * | 2009-02-27 | 2012-05-22 | General Electric Company | Turbine blade cooling |
| US8182203B2 (en) * | 2009-03-26 | 2012-05-22 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
| ES2389034T3 (es) * | 2009-05-19 | 2012-10-22 | Alstom Technology Ltd | Pala de turbina a gas con refrigeración mejorada |
| US20110054850A1 (en) * | 2009-08-31 | 2011-03-03 | Roach James T | Composite laminate construction method |
| US8511969B2 (en) * | 2009-10-01 | 2013-08-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Interturbine vane with multiple air chambers |
| US8356978B2 (en) * | 2009-11-23 | 2013-01-22 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil platform cooling core |
| EP2713009B1 (en) | 2012-09-26 | 2015-03-11 | Alstom Technology Ltd | Cooling method and system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine |
| EP3105437B1 (en) | 2014-02-13 | 2025-02-26 | RTX Corporation | Cooling of hollow turbine engine vanes |
| US10774655B2 (en) | 2014-04-04 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component with flow separating rib |
| US20150285081A1 (en) * | 2014-04-04 | 2015-10-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with flow separating rib |
| WO2016025054A2 (en) * | 2014-05-29 | 2016-02-18 | General Electric Company | Engine components with cooling features |
| JP5676040B1 (ja) | 2014-06-30 | 2015-02-25 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 静翼、これを備えているガスタービン、静翼の製造方法、及び静翼の改造方法 |
| US10494929B2 (en) | 2014-07-24 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Cooled airfoil structure |
| US10012090B2 (en) | 2014-07-25 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling apparatus |
| EP3115556B1 (en) * | 2015-07-10 | 2020-09-23 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine |
| US10247034B2 (en) * | 2015-07-30 | 2019-04-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine vane rear insert scheme |
| US10196982B2 (en) | 2015-11-04 | 2019-02-05 | General Electric Company | Gas turbine engine having a flow control surface with a cooling conduit |
| EP3273002A1 (en) * | 2016-07-18 | 2018-01-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling of a blade platform |
| FR3074521B1 (fr) | 2017-12-06 | 2019-11-22 | Safran Aircraft Engines | Secteur de distributeur de turbine pour une turbomachine d'aeronef |
| US10557375B2 (en) | 2018-01-05 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Segregated cooling air passages for turbine vane |
| US10746026B2 (en) * | 2018-01-05 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with cooling path |
| US10808572B2 (en) * | 2018-04-02 | 2020-10-20 | General Electric Company | Cooling structure for a turbomachinery component |
| FR3082554B1 (fr) * | 2018-06-15 | 2021-06-04 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbine comprenant un systeme passif de reduction des phenomenes tourbillonaires dans un flux d'air qui la parcourt |
| RU199563U1 (ru) * | 2020-03-04 | 2020-09-08 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | Блок охлаждаемых лопаток турбины ГТД с охлаждаемой несимметричной торцевой полкой |
| US12486774B2 (en) * | 2023-12-22 | 2025-12-02 | Rtx Corporation | Cooling nozzle vanes of a turbine engine |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3433015A (en) * | 1965-06-23 | 1969-03-18 | Nasa | Gas turbine combustion apparatus |
| US3388888A (en) * | 1966-09-14 | 1968-06-18 | Gen Electric | Cooled turbine nozzle for high temperature turbine |
| BE755567A (fr) * | 1969-12-01 | 1971-02-15 | Gen Electric | Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe |
| US3610769A (en) * | 1970-06-08 | 1971-10-05 | Gen Motors Corp | Porous facing attachment |
| US3982851A (en) * | 1975-09-02 | 1976-09-28 | General Electric Company | Tip cap apparatus |
| US4012167A (en) * | 1975-10-14 | 1977-03-15 | United Technologies Corporation | Turbomachinery vane or blade with cooled platforms |
| DE2643049A1 (de) * | 1975-10-14 | 1977-04-21 | United Technologies Corp | Schaufel mit gekuehlter plattform fuer eine stroemungsmaschine |
| JPS5390509A (en) * | 1977-01-20 | 1978-08-09 | Koukuu Uchiyuu Gijiyutsu Kenki | Structure of air cooled turbine blade |
| JPS5540221A (en) * | 1978-09-14 | 1980-03-21 | Hitachi Ltd | Cooling structure of gas turbin blade |
| US4297077A (en) * | 1979-07-09 | 1981-10-27 | Westinghouse Electric Corp. | Cooled turbine vane |
| US4693667A (en) * | 1980-04-29 | 1987-09-15 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine inlet nozzle with cooling means |
| US4526512A (en) * | 1983-03-28 | 1985-07-02 | General Electric Co. | Cooling flow control device for turbine blades |
| JPH0756201B2 (ja) * | 1984-03-13 | 1995-06-14 | 株式会社東芝 | ガスタービン翼 |
| US4601638A (en) * | 1984-12-21 | 1986-07-22 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling arrangement |
| JP3142850B2 (ja) * | 1989-03-13 | 2001-03-07 | 株式会社東芝 | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
| US5383766A (en) * | 1990-07-09 | 1995-01-24 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| US5142859A (en) * | 1991-02-22 | 1992-09-01 | Solar Turbines, Incorporated | Turbine cooling system |
| US5356265A (en) * | 1992-08-25 | 1994-10-18 | General Electric Company | Chordally bifurcated turbine blade |
| JP3110227B2 (ja) * | 1993-11-22 | 2000-11-20 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
-
1996
- 1996-10-04 US US08/725,990 patent/US5711650A/en not_active Expired - Lifetime
-
1997
- 1997-09-25 JP JP51703398A patent/JP4086906B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1997-09-25 KR KR10-1999-7002817A patent/KR100533902B1/ko not_active Expired - Fee Related
- 1997-09-25 EP EP97941762A patent/EP0929734B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-09-25 CN CN97198484A patent/CN1092748C/zh not_active Expired - Fee Related
- 1997-09-25 DE DE69721792T patent/DE69721792T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1997-09-25 RU RU99109136/06A patent/RU2179245C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1997-09-25 PL PL33255197A patent/PL187878B1/pl not_active IP Right Cessation
- 1997-09-25 CA CA002266449A patent/CA2266449C/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-09-25 CZ CZ19991136A patent/CZ294166B6/cs not_active IP Right Cessation
- 1997-09-25 WO PCT/CA1997/000705 patent/WO1998015717A1/en not_active Ceased
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR20000048822A (ko) | 2000-07-25 |
| CA2266449C (en) | 2005-08-30 |
| WO1998015717A1 (en) | 1998-04-16 |
| KR100533902B1 (ko) | 2005-12-07 |
| US5711650A (en) | 1998-01-27 |
| CZ113699A3 (cs) | 1999-08-11 |
| DE69721792D1 (de) | 2003-06-12 |
| CA2266449A1 (en) | 1998-04-16 |
| CN1092748C (zh) | 2002-10-16 |
| EP0929734B1 (en) | 2003-05-07 |
| JP4086906B2 (ja) | 2008-05-14 |
| PL332551A1 (en) | 1999-09-13 |
| JP2001501703A (ja) | 2001-02-06 |
| DE69721792T2 (de) | 2003-11-20 |
| CN1232524A (zh) | 1999-10-20 |
| EP0929734A1 (en) | 1999-07-21 |
| PL187878B1 (pl) | 2004-10-29 |
| RU2179245C2 (ru) | 2002-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CZ294166B6 (cs) | Plynová turbína a systém vzduchového chlazení lopatky plynové turbíny | |
| US9303526B2 (en) | Turbine cooling system | |
| EP1154124B1 (en) | Impingement cooled airfoil | |
| US7497655B1 (en) | Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling | |
| CN114000922B (zh) | 具有冷却孔的发动机构件 | |
| US5584651A (en) | Cooled shroud | |
| CN106545365B (zh) | 喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机 | |
| US6079946A (en) | Gas turbine blade | |
| EP3124746B1 (en) | Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component | |
| JP2001317302A (ja) | 閉回路冷却される翼形部の膜冷却 | |
| EP0330601B1 (en) | Cooled gas turbine blade | |
| EP1484476B1 (en) | Cooled platform for a turbine nozzle guide vane or rotor blade | |
| JPH0610704A (ja) | エアホイル装置 | |
| JPH08503533A (ja) | 内部冷却タービン | |
| US6536201B2 (en) | Combustor turbine successive dual cooling | |
| US20040101400A1 (en) | Cooled turbine assembly | |
| JP3426881B2 (ja) | ガスタービン翼 | |
| CN110344943B (zh) | 用于涡轮机械构件的冷却结构 | |
| JP3779517B2 (ja) | ガスタービン | |
| KR20000016687A (ko) | 가스터빈 베인의 트레일링 에지를 냉각시키기 위한 냉각채널의구조 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD00 | Pending as of 2000-06-30 in czech republic | ||
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20050925 |