ES2256423T3 - Circuito de refrigeracion para alabe de turbina de gas. - Google Patents
Circuito de refrigeracion para alabe de turbina de gas.Info
- Publication number
- ES2256423T3 ES2256423T3 ES02292030T ES02292030T ES2256423T3 ES 2256423 T3 ES2256423 T3 ES 2256423T3 ES 02292030 T ES02292030 T ES 02292030T ES 02292030 T ES02292030 T ES 02292030T ES 2256423 T3 ES2256423 T3 ES 2256423T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- cavity
- blade
- intrados
- cooling circuit
- extrados
- 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 - Lifetime
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
- F01D5/186—Film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—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
- 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)
Abstract
Álabe (1) de una turbina de gas de un motor de avión, que comprende al menos un primer circuito de refrigeración (A) que comprende al menos una cavidad intradós (2) que se extiende radialmente del lado intradós (1a) del álabe, al menos un segundo circuito de refrigeración (B) independiente del primer circuito de refrigeración (A), que comprende al menos una cavidad extradós (4) que se extiende radialmente del lado extradós del álabe, y al menos un tercer circuito de refrigeración (C) independiente del primer y del segundo circuitos de refrigeración, que comprende al menos una cavidad central (6) situada en la parte central del álabe entre la cavidad intradós (2) y la cavidad extradós (4), al menos una cavidad de borde delantero (8) situada en la proximidad del borde delantero (1c) del álabe, orificios (10) de comunicación que se abren en la cavidad central y desembocan en la cavidad de borde delantero, y orificios (12) de salida que se abren en la cavidad de borde delantero y desembocan enel borde delantero (1c) del álabe, comprendiendo el segundo circuito de refrigeración (B) al menos cuatro cavidades extradós (4a a 4d), al menos dos aberturas (22a, 22b) de admisión de aire en una extremidad radial de una primera (4a) y de una segunda (4b) cavidades extradós para alimentar al segundo circuito de refrigeración (B) con aire de refrigeración, un primer (24) y un segundo (26) pasos que hacen comunicar respectivamente la otra extremidad radial de la primera y de la segunda cavidades extradós con una extremidad radial adyacente de una tercera cavidad extradós (4c), un tercer paso (28) que hace comunicar la otra extremidad radial de la tercera cavidad extradós con una extremidad radial adyacente de una cuarta cavidad extradós (4d), y orificios (30) de salida que se abren en la cuarta cavidad extradós y desembocan en la cara extradós (1b) del álabe.
Description
Circuito de refrigeración para álabe de turbina
de gas.
Perfeccionamientos aportados a los circuitos de
refrigeración para álabe de turbina de gas.
La presente invención se refiere a
perfeccionamientos aportados a los álabes de una turbina de gas de
un motor de avión. Más particularmente, se dirige al circuito de
refrigeración de estos álabes.
Se conoce que los álabes móviles de una turbina
de gas de un motor de avión, y principalmente de la turbina de alta
presión, están sometidos a las muy elevadas temperaturas de los
gases de combustión durante el funcionamiento del motor. Estas
temperaturas alcanzan valores muy superiores a las que pueden
soportar sin daños las diferentes piezas que están en contacto con
estos gases, lo que tiene como consecuencia limitar su vida
útil.
Por otra parte, se conoce que una elevación de la
temperatura de los gases de la turbina de alta presión permite
mejorar el rendimiento de un motor, y en consecuencia la relación
entre el empuje del motor y el peso de un avión propulsado por este
motor. Por consiguiente, se han realizado esfuerzos con el fin de
construir álabes de turbina que puedan resistir temperaturas cada
vez más elevadas.
Con el fin de resolver este problema, se conoce
dotar a estos álabes de circuitos de refrigeración dirigidos a
reducir la temperatura de estos últimos. Gracias a tales circuitos,
aire de refrigeración, que es generalmente introducido en el álabe
por su pie, atraviesa éste siguiendo una trayectoria formada por
cavidades practicadas en el álabe antes de ser expulsado por
orificios que se abren en la superficie del
álabe.
álabe.
A título de ejemplo, se conoce del documento US
5.813.835 un procedimiento que consiste en disponer en el álabe
circuitos de refrigeración que comprenden cada uno rebajes intradós
y extradós, una cavidad central alimentada de aire de refrigeración
por el pie del álabe de forma que "impacte" en el borde
delantero de éste. Sin embargo, como esta cavidad no está separada
de los gases calientes más que por la pared del álabe, el aire que
la atraviesa se calienta a medida que se aproxima al borde
delantero.
Se conoce igualmente de los documentos US
5.720.431 y EP 1 065 343 un álabe provisto de una cavidad central
rodeada de cavidades radiales situadas en los lados intradós y
extradós del álabe. El documento US 5.720.431 preve además orificios
de comunicación del aire de refrigeración entre la cavidad central y
las cavidades radiales, de forma que el aire que atraviesa estas
cavidades se calienta poco y pierde su eficacia para proteger el
borde delantero contra los gases calientes. En la publicación EP 1
065 343, los circuitos intradós y extradós no son independientes
entre sí.
La presente invención se dirige por consiguiente
a paliar tales inconvenientes proponiendo perfeccionamientos
aportados a los álabes de una turbina de gas, y más particularmente
a los circuitos de refrigeración de estas últimas, de manera que
limiten la temperatura del borde delantero de estos álabes. Esto
tiene como consecuencia aumentar la vida útil de estos álabes.
Para ello, se ha previsto un álabe de turbina de
gas de un motor de avión que comprende las características de la
reivindicación 1.
La presencia de cavidades que rodean una cavidad
central del álabe y la utilización de circuitos de refrigeración
independientes para estas diferentes cavidades permite proteger al
álabe de forma sensiblemente uniforme en toda la altura. De esta
forma, el borde delantero del álabe se beneficia de un aire de
refrigeración más fresco.
Además, en la parte central del álabe, la
refrigeración del extradós y del intradós del álabe se asegura
mediante dos circuitos perfectamente independientes, lo que permite
controlar independientemente el nivel de temperatura del álabe en el
intradós y en el extradós por medio del caudal que atraviesa cada
uno de estos dos circuitos.
Además, no hay ninguna circulación radial de aire
en la cavidad situada en la proximidad del borde delantero. El aire
de refrigeración es evacuado directamente en la vena a través de
orificios de salida situados en el borde delantero del álabe, lo que
permite evitar una perturbación del efecto de los chorros de impacto
mediante un flujo en cizalladura.
Otras características y ventajas de la presente
invención se harán evidentes con la descripción que se hace a
continuación, en referencia a los dibujos adjuntos, que ilustran un
ejemplo de realización desprovisto de cualquier carácter limitativo.
En las figuras:
- la figura 1 es una vista en corte de un álabe
móvil de una turbina de gas según un modo de realización de la
invención;
- la figura 2 es una vista en corte de la figura
1 según la dirección II-II;
- la figura 3 es una vista en corte de la figura
1 según la dirección III-III;
- la figura 4 es una vista aumentada de los
orificios de impacto dispuestos entre la cavidad central y la
cavidad de borde delantero del álabe de acuerdo con la presente
invención;
- la figura 5 ilustra la circulación del aire de
refrigeración que está asociada a los diferentes circuitos del
álabe de la figura 1.
En lo que se refiere a la figura 1, se ve que el
álabe 1 de una turbina de gas de un motor para avión de acuerdo con
un modo de realización de la invención comprende, en su parte
central, un primer y un segundo circuitos de refrigeración
(respectivamente A y B) independientes entre sí. El primer circuito
A comprende al menos una cavidad intradós, y preferentemente varias,
por ejemplo tres cavidades intradós 2a, 2b y 2c, que se extienden
radialmente del lado intradós 1a del álabe 1. El segundo circuito de
refrigeración B comprende al menos una cavidad extradós, y
preferentemente varias, por ejemplo cuatro cavidades extradós 4a a
4d, que se extienden radialmente del lado extradós 1b del
álabe.
Estos circuitos permiten asegurar la
refrigeración respectivamente del intradós y del extradós del álabe
1 de acuerdo con un modo de funcionamiento que se detallará en lo
que sigue.
Como se muestra más precisamente en la figura 2,
una abertura 14 de admisión de aire está prevista en una extremidad
radial de una cavidad intradós 2a, del lado del pie del álabe para
alimentar el primer circuito de refrigeración A de aire de
refrigeración.
Un primer paso 16 hace comunicar la otra
extremidad radial de la cavidad intradós 2a del lado de la cúspide
del álabe con una extremidad radial adyacente de una segunda cavidad
intradós 2b. Un segundo paso 18 está previsto igualmente del lado
del pie del álabe para hacer comunicar la otra extremidad radial de
la cavidad intradós 2b con una extremidad radial adyacente de una
tercera cavidad intradós 2c. Además, orificios 20 de salida se abren
en esta cavidad intradós 2c y desembocan en la cavidad intradós 1a
del álabe.
Ventajosamente, las cavidades intradós 2a, 2b y
2c de este primer circuito de refrigeración A comprenden
perturbadores 46 en su pared externa del lado intradós del álabe de
manera que aumenten las transferencias térmicas a lo largo de estas
paredes, reduciendo las pérdidas de carga.
Estos perturbadores se presentan en forma de
relieves situados en las paredes de las cavidades en dirección
transversal al flujo del aire de refrigeración. Permiten así
perturbar el flujo del aire que atraviesa estas cavidades y por
consiguiente aumentar los intercambios térmicos.
El segundo circuito de refrigeración B es
independiente en alimentación del primer circuito A. Como se
representa en la figura 3, comprende ventajosamente cuatro cavidades
extradós 4a, 4b, 4c y 4d y al menos dos aberturas 22a y 22b de
admisión de aire en una extremidad radial respectivamente de dos
cavidades extradós 4a y 4b, del lado del pie del álabe.
Por otra parte, un primer 24 y un segundo 26
pasos hacen comunicar la otra extremidad radial respectivamente de
las cavidades 4a y 4b con una extremidad radial adyacente de una
tercera cavidad extradós 4c. Un tercer paso 28 permite hacer
comunicar la otra extremidad radial de la cavidad extradós 4c con
una extremidad radial adyacente de la cuarta cavidad extradós
4d.
Finalmente, se han previsto igualmente orificios
30 de salida que se abren en esta cavidad extradós 4d y desembocan
en la cara extradós 1c del álabe 1, en la proximidad del borde
delantero.
Preferentemente, las cavidades extradós 4a a 4d
comprenden perturbadores 44 en su pared externa del lado extradós
con el fin de mejorar las transferencias térmicas a lo largo de
estas paredes.
Ventajosamente, las cavidades intradós 2a a 2c
del primer circuito de refrigeración A y las cavidades extradós 4a a
4d del segundo circuito de refrigeración B están en relación de
forma elevada de manera que aumentan las transferencias térmicas
internas. Se considera que una cavidad de refrigeración tiene una
relación de forma elevada cuando, en corte transversal, presenta una
dimensión (longitud) al menos tres veces superior a la otra
(anchura).
Las refrigeraciones del extradós y del intradós
del álabe son así perfectamente independientes por la utilización de
dos circuitos distintos A y B, es decir que no existe ninguna
circulación de aire de refrigeración de uno hacia el otro. Así, es
posible controlar independientemente el nivel de temperatura del
álabe en el intradós y en el extradós por medio del caudal de aire
que atraviesa cada uno de estos dos
circuitos.
circuitos.
Por otra parte, el álabe 1 presenta igualmente,
entre el primer y el segundo circuitos A y B, un tercer circuito de
refrigeración C independiente de los otros dos. Este tercer circuito
C se compone principalmente de al menos una cavidad central 6
situada en la parte central del álabe, entre las cavidades intradós
2a a 2c y las cavidades extradós 4a a 4d. Una cavidad de borde
delantero 8 provista de paredes lisas y situada en la proximidad del
borde delantero 1c del álabe comunica con la cavidad central 6 por
medio de orificios 10 de comunicación. Además, se han previsto
igualmente orificios 12 de salida que se abren en la cavidad de
borde delantero 8 y que desembocan en el borde delantero del
álabe.
La refrigeración del borde delantero 1c del álabe
se obtiene mediante chorros de impacto alimentados por la cavidad
central 6. En efecto, como se representa en la figura 4, la cavidad
central 6 y la cavidad de borde delantero 8 se comunican
ventajosamente entre sí por mediación de orificios oblongos 10 de
impacto. Los parámetros dimensionales (longitud, anchura y radio) de
estos orificios oblongos se determinan en función de las necesidades
del circuito de manera que optimicen los niveles de intercambios
térmicos obtenidos del impacto del aire de refrigeración sobre la
pared de borde delantero 1c. La forma oblonga permite evitar los
ángulos vivos y por consiguiente eliminar los riesgos de grietas
durante la colada del circuito.
Además, el aire de refrigeración que alimenta la
cavidad central es únicamente emitido al borde delantero del álabe a
través de los orificios de impacto que equipan esta cavidad. El
caudal que atraviesa este circuito es así independiente del campo de
presión estática sobre la paleta del álabe. La repartición del
caudal que atraviesa los orificios de impacto es por otra parte
uniforme en la altura.
La cavidad central 6 está además protegida de los
gases calientes por su situación entre los dos circuitos A y B, de
forma que el aire que la atraviesa se calienta poco, lo que permite
al borde delantero beneficiarse de un aire de refrigeración más
fresco.
El álabe de acuerdo con este modo de realización
de la invención comprende además, en su parte trasera, un cuarto
circuito de refrigeración D. Este circuito es independiente de los
circuitos de refrigeración primero, segundo y tercero A, B y C. Está
constituido por al menos una cavidad, y preferentemente varias, por
ejemplo tres cavidades 32, 32', 32'' situadas en la parte trasera
del álabe 1, por una abertura de admisión de aire (no representada)
en una extremidad radial de la cavidad 32, del lado del pie del
álabe, y por orificios 36 de salida que se abren en la cavidad 32''
y desembocan en la cara intradós 1a del álabe.
Ventajosamente, las cavidades 32, 32', 32'' del
cuarto circuito de refrigeración D comprenden perturbadores 48
situados uno enfrente del otro en sus paredes de lados intradós y
extradós del álabe, de manera que mejoren las transferencias
térmicas a lo largo de sus paredes.
Finalmente, se preve igualmente un quinto
circuito de refrigeración E independiente de los otros cuatro
circuitos de refrigeración A a D. Este circuito permite refrigerar
el borde trasero 1d del álabe 1.
Este quinto circuito de refrigeración E comprende
al menos una cavidad de borde trasero 38 situada en la proximidad
del borde trasero 1d del álabe, una abertura de admisión de aire (no
representada) en una extremidad radial de la cavidad de borde
trasero, del lado del pie del álabe para alimentar de aire de
refrigeración este circuito E, y orificios 42 de salida que se abren
en la cavidad de borde trasero y desembocan en el borde trasero 1d
del álabe.
Preferentemente, la cavidad de borde trasero 38
comprende igualmente perturbadores situados uno enfrente del otro
sobre sus paredes de los lados intradós y extradós del álabe de
manera que mejoren las transferencias térmicas a lo largo de sus
paredes.
Se describirá brevemente el modo de refrigeración
del álabe que deriva de manera evidente de lo que precede, en
referencia más particularmente a la figura 5.
Esta figura ilustra esquemáticamente la
circulación del aire de refrigeración que recorre los diferentes
circuitos de refrigeración A a E del álabe de acuerdo con la
presente invención. Estos cinco circuitos son independientes entre
sí, puesto que poseen cada uno una alimentación directa de aire de
refrigeración.
El primer circuito de refrigeración central A es
alimentado de aire de refrigeración por la cavidad intradós 2a. El
aire de refrigeración recorre a continuación la cavidad intradós 2b
y después la tercera cavidad intradós 2c antes de ser emitido por el
intradós del álabe a través de los orificios de salida 20 que
equipan este circuito.
El segundo circuito de refrigeración B es
alimentado simultáneamente de aire de refrigeración por dos
cavidades extradós 4a y 4b. Un doble retorno al nivel de la cúspide
del álabe reenvía este aire a una cavidad descendente 4c. El aire
alimenta a continuación una cavidad ascendente 4d antes de ser
emitido por el extradós 1b del álabe a través de los orificios 30 de
salida que equipan esta misma cavidad.
Para el tercer circuito de refrigeración C, la
cavidad central 6 es alimentada directamente por el pie del álabe y
asegura la alimentación de la cavidad de borde delantero 8 por medio
de los orificios oblongos 10 de impacto. Orificios 12 de salida que
desembocan en el borde delantero 1c del álabe permiten entonces
refrigerar este último.
Por otro lado, la parte trasera del álabe 1 es
refrigerada por el cuarto circuito D que comprende las tres
cavidades 32, 32' y 32''. Como se muestra en la figura 5, el aire de
refrigeración alimenta una cavidad 32, un retorno en la cúspide del
álabe reenvía éste a la cavidad 32', después el aire alimenta la
cavidad ascendente 32'' antes de ser emitido en el intradós a través
de los orificios 36 de salida.
Finalmente, el borde trasero 1d del álabe es
refrigerado por medio del quinto circuito de refrigeración E cuya
cavidad de borde trasero 38 es alimentada directamente de aire de
refrigeración.
La presente invención tal como se ha descrito
precedentemente comprende múltiples ventajas, y principalmente la
presencia de pequeñas cavidades que rodean la cavidad central
permite aislar ésta de los gases calientes. En estas condiciones, el
aire que atraviesa esta cavidad se calienta mucho menos que en las
tecnologías clásicas, y los cortes de cabeza de los álabes se
benefician por consiguiente del aire de refrigeración más
fresco.
Por otra parte, la temperatura de la pared de
borde delantero del álabe es más débil, lo que permite asegurar una
vida útil más larga y una mejor resistencia, a la oxidación de la
pared metálica por una parte, y a la exfoliación de una eventual
barrera térmica por otra parte, en una zona que está particularmente
expuesta.
En los circuitos de refrigeración que equipan la
parte central del álabe, están situados perturbadores únicamente en
las caras de las cavidades del lado externo. Permiten por una parte
aumentar las transferencias térmicas sobre estos tabiques y así
reducir los niveles de temperatura de las paredes externas del
álabe, y por otra parte beneficiarse de un nivel de pérdidas de
carga optimizadas.
Los puntos mencionados precedentemente permiten
beneficiarse de una refrigeración del borde delantero del álabe
uniforme en la altura de la paleta en términos de caudal de
refrigeración y de nivel de temperatura. La temperatura del metal de
la pared de borde delantero del álabe es así más baja, lo que
permite asegurar una vida útil del álabe más larga.
Se ha de entender que la presente invención no
está limitada a los ejemplos de realización descritos anteriormente,
sino que engloba a todas las variantes. Principalmente, tales
circuitos de refrigeración pueden ser instalados en álabes tanto
móviles como fijos.
Claims (9)
1. Álabe (1) de una turbina de gas de un motor de
avión, que comprende al menos un primer circuito de refrigeración
(A) que comprende al menos una cavidad intradós (2) que se extiende
radialmente del lado intradós (1a) del álabe, al menos un segundo
circuito de refrigeración (B) independiente del primer circuito de
refrigeración (A), que comprende al menos una cavidad extradós (4)
que se extiende radialmente del lado extradós del álabe, y al menos
un tercer circuito de refrigeración (C) independiente del primer y
del segundo circuitos de refrigeración, que comprende al menos una
cavidad central (6) situada en la parte central del álabe entre la
cavidad intradós (2) y la cavidad extradós (4), al menos una cavidad
de borde delantero (8) situada en la proximidad del borde delantero
(1c) del álabe, orificios (10) de comunicación que se abren en la
cavidad central y desembocan en la cavidad de borde delantero, y
orificios (12) de salida que se abren en la cavidad de borde
delantero y desembocan en el borde delantero (1c) del álabe,
comprendiendo el segundo circuito de refrigeración (B) al menos
cuatro cavidades extradós (4a a 4d), al menos dos aberturas (22a,
22b) de admisión de aire en una extremidad radial de una primera
(4a) y de una segunda (4b) cavidades extradós para alimentar al
segundo circuito de refrigeración (B) con aire de refrigeración, un
primer (24) y un segundo (26) pasos que hacen comunicar
respectivamente la otra extremidad radial de la primera y de la
segunda cavidades extradós con una extremidad radial adyacente de
una tercera cavidad extradós (4c), un tercer paso (28) que hace
comunicar la otra extremidad radial de la tercera cavidad extradós
con una extremidad radial adyacente de una cuarta cavidad extradós
(4d), y orificios (30) de salida que se abren en la cuarta cavidad
extradós y desembocan en la cara extradós (1b) del álabe.
2. Álabe según la reivindicación 1,
caracterizado porque el primer circuito de refrigeración (A)
comprende al menos tres cavidades intradós (2a, 2b, 2c), al menos
una abertura (14) de admisión de aire en una extremidad radial de
una primera cavidad intradós (2a) para alimentar al primer circuito
de refrigeración (A) con aire de refrigeración, un primer paso (16)
que hace comunicar la otra extremidad radial de la primera cavidad
intradós con una extremidad radial adyacente de una segunda cavidad
intradós (2b), un segundo paso (18) que hace comunicar la otra
extremidad radial de la segunda cavidad intradós con una extremidad
radial adyacente de una tercera cavidad intradós (2c), y orificios
(20) de salida que se abren en la tercera cavidad radial y
desembocan en la cara intradós (1a) del álabe.
3. Álabe según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque comprende
además al menos un cuarto circuito de refrigeración (D)
suplementario, independiente del primero, segundo y tercer circuitos
de refrigeración, que comprende al menos una cavidad (32) situada en
la parte trasera del álabe (1), una abertura de admisión de aire en
una extremidad radial de la cavidad (32) para alimentar el cuarto
circuito de refrigeración (D), y orificios (36) de salida que se
abren en la citada cavidad y desembocan en la cara intradós (1a) del
álabe.
4. Álabe según la reivindicación 3,
caracterizado porque la cavidad (32) del cuarto circuito de
refrigeración (D) comprende perturbadores (48) situados uno enfrente
del otro en las paredes de los lados intradós y extradós del álabe
de manera que mejoran las transferencias térmicas a lo largo de sus
paredes.
5. Álabe según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque comprende
además al menos un quinto circuito de refrigeración (E)
suplementario, independiente del primero, segundo, tercero y cuarto
circuitos de refrigeración, que comprende al menos una cavidad (38)
situada en la proximidad del borde trasero (1d) del álabe (1), una
abertura de admisión de aire en una extremidad radial de la cavidad
de borde trasero para alimentar al quinto circuito de refrigeración
(E), y orificios (42) de salida que se abren en la citada cavidad de
borde trasero y que desembocan en el borde trasero (1d) del
álabe.
álabe.
6. Álabe según la reivindicación 5,
caracterizado porque la cavidad de borde trasero (38)
comprende perturbadores (50) situados uno enfrente del otro en sus
paredes de lados intradós y extradós del álabe de manera que mejoren
las transferencias térmicas a lo largo de sus paredes.
7. Álabe según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado la cavidad
intradós (2) del primer circuito de refrigeración (A) y la cavidad
extradós (4) del segundo circuito de refrigeración (B) están en una
relación de forma elevada de manera que aumentan las transferencias
térmicas internas.
8. Álabe según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la
cavidad extradós (4) del segundo circuito de refrigeración (B)
comprende perturbadores (44) en su pared externa del lado intradós
de manera que aumentan las transferencias térmicas a lo largo de
esta pared.
9. Álabe según una cualquiera de las
reivindicaciones 2 a 8, caracterizado porque la cavidad
intradós (2) del primer circuito de refrigeración (A) comprende
perturbadores (46) en su pared externa del lado intradós de manera
que aumentan las transferencias térmicas a lo largo de estas
paredes, reduciendo las pérdidas de carga.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0111188A FR2829174B1 (fr) | 2001-08-28 | 2001-08-28 | Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
| FR0111188 | 2001-08-28 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2256423T3 true ES2256423T3 (es) | 2006-07-16 |
Family
ID=8866784
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES02292030T Expired - Lifetime ES2256423T3 (es) | 2001-08-28 | 2002-08-13 | Circuito de refrigeracion para alabe de turbina de gas. |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6705836B2 (es) |
| EP (1) | EP1288439B1 (es) |
| JP (1) | JP4001795B2 (es) |
| CA (1) | CA2398663C (es) |
| DE (1) | DE60208648T2 (es) |
| ES (1) | ES2256423T3 (es) |
| FR (1) | FR2829174B1 (es) |
| RU (1) | RU2296863C2 (es) |
Families Citing this family (67)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10332563A1 (de) * | 2003-07-11 | 2005-01-27 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbinenschaufel mit Prallkühlung |
| FR2858352B1 (fr) * | 2003-08-01 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Circuit de refroidissement pour aube de turbine |
| FR2870560B1 (fr) * | 2004-05-18 | 2006-08-25 | Snecma Moteurs Sa | Circuit de refroidissement a cavite a rapport de forme eleve pour aube de turbine a gaz |
| US20050265840A1 (en) * | 2004-05-27 | 2005-12-01 | Levine Jeffrey R | Cooled rotor blade with leading edge impingement cooling |
| US7442008B2 (en) | 2004-08-25 | 2008-10-28 | Rolls-Royce Plc | Cooled gas turbine aerofoil |
| US7478994B2 (en) * | 2004-11-23 | 2009-01-20 | United Technologies Corporation | Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge |
| US7334991B2 (en) * | 2005-01-07 | 2008-02-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
| US7377746B2 (en) * | 2005-02-21 | 2008-05-27 | General Electric Company | Airfoil cooling circuits and method |
| FR2887287B1 (fr) * | 2005-06-21 | 2007-09-21 | Snecma Moteurs Sa | Circuits de refroidissement pour aube mobile de turbomachine |
| US7744347B2 (en) * | 2005-11-08 | 2010-06-29 | United Technologies Corporation | Peripheral microcircuit serpentine cooling for turbine airfoils |
| US7296972B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-11-20 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels |
| US7296973B2 (en) * | 2005-12-05 | 2007-11-20 | General Electric Company | Parallel serpentine cooled blade |
| US7458778B1 (en) | 2006-06-14 | 2008-12-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a bifurcated counter flow serpentine path |
| US20080008599A1 (en) * | 2006-07-10 | 2008-01-10 | United Technologies Corporation | Integral main body-tip microcircuits for blades |
| US7513744B2 (en) * | 2006-07-18 | 2009-04-07 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling and tip blowing |
| US7699583B2 (en) * | 2006-07-21 | 2010-04-20 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling |
| US7581927B2 (en) * | 2006-07-28 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit cooling with pressure side features |
| US7527474B1 (en) * | 2006-08-11 | 2009-05-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages |
| US7481623B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-01-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Compartment cooled turbine blade |
| US7722324B2 (en) | 2006-09-05 | 2010-05-25 | United Technologies Corporation | Multi-peripheral serpentine microcircuits for high aspect ratio blades |
| US8197184B2 (en) * | 2006-10-18 | 2012-06-12 | United Technologies Corporation | Vane with enhanced heat transfer |
| US7611330B1 (en) | 2006-10-19 | 2009-11-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with triple pass serpentine flow cooling circuit |
| US7530789B1 (en) | 2006-11-16 | 2009-05-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with a serpentine flow and impingement cooling circuit |
| US7819629B2 (en) * | 2007-02-15 | 2010-10-26 | Siemens Energy, Inc. | Blade for a gas turbine |
| US7967566B2 (en) * | 2007-03-08 | 2011-06-28 | Siemens Energy, Inc. | Thermally balanced near wall cooling for a turbine blade |
| US7862299B1 (en) * | 2007-03-21 | 2011-01-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits |
| US7901181B1 (en) | 2007-05-02 | 2011-03-08 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits |
| WO2009016744A1 (ja) * | 2007-07-31 | 2009-02-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | タービン用翼 |
| US8292581B2 (en) * | 2008-01-09 | 2012-10-23 | Honeywell International Inc. | Air cooled turbine blades and methods of manufacturing |
| US8297927B1 (en) * | 2008-03-04 | 2012-10-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Near wall multiple impingement serpentine flow cooled airfoil |
| US8210814B2 (en) * | 2008-06-18 | 2012-07-03 | General Electric Company | Crossflow turbine airfoil |
| US8167558B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Modular serpentine cooling systems for turbine engine components |
| US8721285B2 (en) * | 2009-03-04 | 2014-05-13 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with incremental serpentine cooling channels beneath a thermal skin |
| US8535004B2 (en) * | 2010-03-26 | 2013-09-17 | Siemens Energy, Inc. | Four-wall turbine airfoil with thermal strain control for reduced cycle fatigue |
| US8449254B2 (en) * | 2010-03-29 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Branched airfoil core cooling arrangement |
| US9033652B2 (en) | 2011-09-30 | 2015-05-19 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
| US8840370B2 (en) | 2011-11-04 | 2014-09-23 | General Electric Company | Bucket assembly for turbine system |
| US8678766B1 (en) * | 2012-07-02 | 2014-03-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with near wall cooling channels |
| US8500401B1 (en) * | 2012-07-02 | 2013-08-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with counter flowing near wall cooling channels |
| CA2880540A1 (en) * | 2012-08-06 | 2014-02-13 | General Electric Company | Rotating turbine component with preferential hole alignment |
| US9995148B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
| WO2014116216A1 (en) * | 2013-01-24 | 2014-07-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with angled aperture impingement |
| US9850762B2 (en) | 2013-03-13 | 2017-12-26 | General Electric Company | Dust mitigation for turbine blade tip turns |
| US9995149B2 (en) | 2013-12-30 | 2018-06-12 | General Electric Company | Structural configurations and cooling circuits in turbine blades |
| US9765642B2 (en) | 2013-12-30 | 2017-09-19 | General Electric Company | Interior cooling circuits in turbine blades |
| US9976425B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-05-22 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10053989B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-08-21 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US9932838B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-04-03 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10060269B2 (en) * | 2015-12-21 | 2018-08-28 | General Electric Company | Cooling circuits for a multi-wall blade |
| US10119405B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-11-06 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10030526B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-07-24 | General Electric Company | Platform core feed for a multi-wall blade |
| US9926788B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-03-27 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10227877B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-03-12 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10208608B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-02-19 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10267162B2 (en) * | 2016-08-18 | 2019-04-23 | General Electric Company | Platform core feed for a multi-wall blade |
| US10208607B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-02-19 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10221696B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-03-05 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| EP3412867B8 (en) * | 2017-06-07 | 2024-02-14 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooled gas turbine blade |
| EP3412866B1 (en) * | 2017-06-07 | 2024-10-23 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooled gas turbine blade |
| US10641105B2 (en) * | 2017-08-08 | 2020-05-05 | United Technologies Corporation | Airfoil having forward flowing serpentine flow |
| US10696610B2 (en) | 2017-12-11 | 2020-06-30 | Valvoline Licensing And Intellectual Property Llc | Scalable synthesis of hydrogenated alpha styrene dimer |
| US10815791B2 (en) | 2017-12-13 | 2020-10-27 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with upper turning vane bank |
| US10801344B2 (en) * | 2017-12-18 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Double wall turbine gas turbine engine vane with discrete opposing skin core cooling configuration |
| US11542016B2 (en) | 2018-03-23 | 2023-01-03 | Raytheon Technologies Corporation | Cryogenic cooling system for an aircraft |
| WO2020186139A1 (en) | 2019-03-13 | 2020-09-17 | Valvoline Licensing And Intellectual Property Llc | Novel traction fluid with improved low temperature properties |
| US11905849B2 (en) | 2021-10-21 | 2024-02-20 | Rtx Corporation | Cooling schemes for airfoils for gas turbine engines |
| CN113914938B (zh) * | 2021-12-10 | 2022-02-22 | 中国航发燃气轮机有限公司 | 一种燃气轮机透平气冷叶片 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3191908A (en) * | 1961-05-02 | 1965-06-29 | Rolls Royce | Blades for fluid flow machines |
| US3628885A (en) * | 1969-10-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Fluid-cooled airfoil |
| JPS57153903A (en) * | 1981-03-20 | 1982-09-22 | Hitachi Ltd | Cooling structure for turbing blade |
| SU1287678A2 (ru) * | 1984-09-11 | 1997-02-20 | О.С. Чернилевский | Охлаждаемая лопатка турбины |
| US5720431A (en) | 1988-08-24 | 1998-02-24 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
| FR2798422B1 (fr) * | 1990-01-24 | 2002-07-26 | United Technologies Corp | Pales refroidies pour moteur a turbine a gaz |
| FR2672338B1 (fr) * | 1991-02-06 | 1993-04-16 | Snecma | Aube de turbine munie d'un systeme de refroidissement. |
| US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
| US5660524A (en) * | 1992-07-13 | 1997-08-26 | General Electric Company | Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling |
| US5348446A (en) * | 1993-04-28 | 1994-09-20 | General Electric Company | Bimetallic turbine airfoil |
| US5702232A (en) * | 1994-12-13 | 1997-12-30 | United Technologies Corporation | Cooled airfoils for a gas turbine engine |
| US5813836A (en) * | 1996-12-24 | 1998-09-29 | General Electric Company | Turbine blade |
| JP4170400B2 (ja) * | 1997-04-07 | 2008-10-22 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼、その用途ならびにタービン翼の冷却方法 |
| US6168381B1 (en) * | 1999-06-29 | 2001-01-02 | General Electric Company | Airfoil isolated leading edge cooling |
-
2001
- 2001-08-28 FR FR0111188A patent/FR2829174B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-08-13 DE DE60208648T patent/DE60208648T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-13 ES ES02292030T patent/ES2256423T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-13 EP EP02292030A patent/EP1288439B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-15 CA CA2398663A patent/CA2398663C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2002-08-22 JP JP2002241494A patent/JP4001795B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-08-27 US US10/227,810 patent/US6705836B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-27 RU RU2002123307/06A patent/RU2296863C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60208648T2 (de) | 2006-11-09 |
| CA2398663C (fr) | 2010-02-23 |
| US20030044277A1 (en) | 2003-03-06 |
| CA2398663A1 (fr) | 2003-02-28 |
| DE60208648D1 (de) | 2006-04-06 |
| JP4001795B2 (ja) | 2007-10-31 |
| FR2829174B1 (fr) | 2006-01-20 |
| RU2296863C2 (ru) | 2007-04-10 |
| US6705836B2 (en) | 2004-03-16 |
| EP1288439A1 (fr) | 2003-03-05 |
| EP1288439B1 (fr) | 2006-01-11 |
| JP2003074303A (ja) | 2003-03-12 |
| FR2829174A1 (fr) | 2003-03-07 |
| RU2002123307A (ru) | 2004-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2292704T3 (es) | Circuito de refrigeracion para alabe de una turbina de gas. | |
| US6705836B2 (en) | Gas turbine blade cooling circuits | |
| JP4509263B2 (ja) | 側壁インピンジメント冷却チャンバーを備えた後方流動蛇行エーロフォイル冷却回路 | |
| ES2381821T3 (es) | Pala de turbina para una turbina de gas y núcleo fundido para su fabricación | |
| ES2277036T3 (es) | Procedimientos y aparatos para refrigerar conjuntos de toberas en motores de turbina de gas. | |
| US20060222493A1 (en) | Turbine blade cooling system having multiple serpentine trailing edge cooling channels | |
| CN101535602B (zh) | 涡轮叶片 | |
| ES2340913T3 (es) | Componente de turbina y segmento de cubierta refrigerados, y conjuntos correspondientes. | |
| ES2314355T3 (es) | Dispositivo de control de la holgura de una turbina de gas. | |
| ES2276254T3 (es) | Hendiduras de evacuacion del aire de refrigeracion de alabes de turbina. | |
| US8944763B2 (en) | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber | |
| EP3140516B1 (en) | Turbine assembly and corresponding method of operation | |
| US20060222495A1 (en) | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber | |
| JP5916047B2 (ja) | シールド冷却媒体供給通路を備えたタービンブレード | |
| ES2322661T3 (es) | Alabe de turbina recubierto. | |
| ES2314928T3 (es) | Alabe para turbina refrigerado para una turbina de gas y empleo de un alabe para tubina de este tipo. | |
| US20170089207A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system and nearwall impingement system | |
| US20100239431A1 (en) | Turbine Airfoil Cooling System with Dual Serpentine Cooling Chambers | |
| US6464460B2 (en) | Turbine blade with actively cooled shroud-band element | |
| US7547191B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with perimeter cooling and rim cavity purge channels | |
| BRPI0908164B1 (pt) | Pá de turbina, turbina e turbomáquina | |
| ES2897722T3 (es) | Montaje de turbina para enfriamiento por impacto y método de montaje | |
| ES2616411T3 (es) | Perfil aerodinámico y método para la construcción del mismo | |
| CN109477393B (zh) | 具有用于中部本体温度控制的独立冷却回路的涡轮翼型件 | |
| ES2303163T3 (es) | Alabe de turbina hueco. |