FR2571428A1 - Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales - Google Patents
Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales Download PDFInfo
- Publication number
- FR2571428A1 FR2571428A1 FR8514256A FR8514256A FR2571428A1 FR 2571428 A1 FR2571428 A1 FR 2571428A1 FR 8514256 A FR8514256 A FR 8514256A FR 8514256 A FR8514256 A FR 8514256A FR 2571428 A1 FR2571428 A1 FR 2571428A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- wall
- passage
- end portion
- fluid
- guide vane
- 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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
DES PALES DE TURBINES CREUSES REFROIDIES PAR UN FLUIDE DU TYPE A PASSAGES MULTIPLES UTILISEES DANS LES MOTEURS A TURBINES A GAZ PRESENTENT DES INCONVENIENTS DU FAIT DU DECOLLAGE DU FLUIDE DE REFROIDISSEMENT DES PAROIS S'ETENDANT LONGITUDINALEMENT 56, 58, 60, 62, 64 DELIMITANT DES PASSAGES S'ETENDANT LONGITUDINALEMENT 66, 68, 70, 72, 74, 76 LORSQUE LE FLUIDE DE REFROIDISSEMENT EST AMENE A TOURNER DANS UN COUDE 78, 80, 82, 84 DEPUIS UN PASSAGE S'ETENDANT LONGITUDINALEMENT VERS UN AUTRE ADJACENT. L'INVENTION PREVOIT UNE PARTIE D'EXTREMITE AERODYNAMIQUE PROFILEE 92 POSITIONNEE AVEC UN CERTAIN ANGLE PAR RAPPORT AU RESTE DE LA PAROI 64 POUR AUGMENTER LA RAYON DE VIRAGE ET UNE AUBE DIRECTRICE 94 EST POSITIONNEE DANS LE COUDE 78 POUR FORMER UN PASSAGE CONVERGENT 96 AVEC LA PARTIE D'EXTREMITE 92 DE LA PAROI 64. L'AUBE DIRECTRICE 94 A UN RAYON DE VIRAGE IMPORTANT ET UNE ZONE DE SURFACE IMPORTANTE POUR LA CONSERVATION D'UNE COUCHE LIMITE DE FLUIDE DE REFROIDISSEMENT DESSUS. L'AUBE DIRECTRICE 94 DIRIGE LE FLUIDE DE REFROIDISSEMENT S'ECOULANT A TRAVERS LE PASSAGE CONVERGENT 96 ET PAR DESSUS L'AUBE DIRECTRICE 94 SENSIBLEMENT PARALLELEMENT A LA PAROI 64 POUR REDUIRE LE DECOLLAGE DE FACON A REDUIRE LES PERTES DE PRESSION. L'AUBE DIRECTRICE 94 PEUT ETRE MUNIE D'UNE QUEUE ET DES ORIFICES DE PASSAGE PEUVENT ETRE PREVUS DANS L'EXTRADOS DE LA PAROI LATERALE POUR REDUIRE LE DECOLLAGE.
Description
1. La présente invention concerne des pales creuses de turbines refroidies
par un fluide particulièrement
pour l'utilisation dans des moteurs à turbine à gaz.
Des pales creuses de turbines refroidies com-
prennent généralement des passages s'étendant longitudi- nalement qui transportent un fluide de refroidissement, généralement de l'air, bien que d'autres fluides aient été utilisés comme par exemple des métaux fondus, à travers la pale de turbine dans le but de prélever et
dissiper la chaleur des parois de la pale de turbine.
Dans plusieurs conceptions de pales creuses de turbines refroidies le fluide de refroidissement monte et descend dans des passages s'étendant longitudinalement et adjacentes et l'écoulement de refroidissement doit être renvoyé selon des angles voisins de 180 dans des coudes reliant les passages s'étendant longitudinalement. La présente invention concerne ce dernier type de pales de turbines.
Ces types de pales de turbines, appelés générale-
ment "pales à passages multiples", présentent un problème
dans le coude et les passages s'étendant longitudinalement.
Lorsque le fluide de refroidissement s'écoule à travers un premier passage s'étendant longitudinalement et entre dans le coude, le fluide de refroidissement doit tourner selon
un angle de 180 vers le passage s'étendant longitudinale-
ment et adjacent, et la couche limite de fluide de re-
froidissement formée sur une paroi séparant les deux pas-
sages longitudinalement adjacents se décolle de la paroi et des coudes et le deuxième passage s'étendant longitudinalement amène la création de tourbillons et de turbulences qui donnent naissance à des pertes de pression. 2. Des tentatives pour surmonter ce problème ont employé l'addition d'une ou plusieurs aubes directrices positionnées dans le coude, mais elles se sont révélées être d'un bénéfice marginal, car la couche limite se décolletoujours de la paroi et des aubes et, les tourbillons et turbulences sont produits dans le coude et
le deuxième passage s'étendant longitudinalement.
La présente invention a pour but de réduire la turbulence engendie dans le coude et le deuxième passage s'étendant longitudinalement en réduisant le décollage de la couche limite de façon à réduire les pertes de pression dans l'écoulement du fluide de refroidissement
à travers la pale de turbine.
Ainsi la présente invention prévoit une pale creuse de turbine refroidie par un fluide comprenant une racine, une plateforme et une ailette, l'ailette ayant au moins
deux passages s'étendant longitudinalement pour l'écoule-
ment de fluide de refroidissement, au moins un coude o le fluide de refroidissement est renvoyé depuis le premier passage s'étendant longitudinalement vers le deuxième passage s'étendant longitudinalement, une paroi
étant positionnée entre et séparant les passages s'éten-
dant longitudinalement, ladite paroi ayant une partie d'extrémité aérodynamiquement profilée adjacente auxdits coudes, ladite partie d'extrémité aérodynamiquement profilée de ladite paroi étant positionnée avec un angle par rapport au reste de ladite paroi pour augmenter le
rayon de virage et ladite partie d'extrémité aérodynamique-
ment profilée de ladite paroi s'étendant vers une deuxième paroi délimitant une limite opposée dudit premier passage, une aube directrice ayant un rayon de.virage relativement important étant espacée de ladite portion d'éxtremité aérodynamiquement-profilée de ladite paroi pour délimiter un passage entre eux, ledit passage entre ladite partie 3.
d'extrémité aérodynamiquement profilée et le coude con-
vergent dans la direction de l'écoulement depuis ledit premier passage s'étendant longitudinalement vers le deuxième passage s'étendant longitudinalement, ladite aube directrice s'étendant autour de ladite partie d'extrémité aérodynamiquement profilée de ladite paroi vers ledit deuxième passage s'étendant longitudinalement de façon à diriger le fluide de refroidissement s'écoulant depuis ledit premier passage vers ledit deuxième passage à travers ledit passage convergent formé entre ladite partie d'extrémité aérodynamiquement profilée de ladite paroi et ladite aube directrice sensiblement parallèle à ladite paroi, ladite aube directrice dirigeant le fluide
de refroidissement s'écoulant autour de ladite aube direc-
trice sensiblement parallèlement au fluide de refroidisse-
ment quittant ledit passage convergent de façon à réduire
le décollage de la couche limite du fluide de refroidisse-
ment de ladite paroi de façon à réduire les pertes de
pression dans ledit coude.
L'aube directrice peut avoir une queue s'étendant longitudinalement par rapport à la pale parallèlement à ladite paroi dans ledit second passage pour diriger le fluide de refroidissement quittant ledit passage convergent
formé entre ladite paroi d'extrémité et ladite aube direc-
trice sensiblement parallèle à ladite paroi.
L'ailette est délimitée par une paroi latérale d'intrados et une paroi latérale d'extrados, la paroi latérale d'extrados peut être munie d'orifices de passage, un orifice de passage étant prévu dans le passage convergent adjacent au bord d'attaque de la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée de la paroi, un orifice de passage étant prévu dans lecoude
adjacent au bord d'attaque de l'aube directrice.
4. La paroi et l'aube directrice peuvent former un
angle de sensiblement 90 avec les parois latérales d'in-
trados et d'extrados de l'ailette pour réduire le décollage du fluide de refroidissement desdites parois et aubes directrices à ladite paroi d'extrados. La présente invention va être plus complètement décrite au moyen de références aux dessins ci-joints, sur lesquels: La Figure 1 est une vue partiellement en coupe d'un moteur à turbine à gaz montrant une pale creuse de turbine
refroidie par fluide selon la présente invention.
La Figure 2 est une vue agrandie de la pale creuse
de turbine refroidie par un fluide de la Figure 1.
La Figure 3 est une vue agrandie d'un coude d'une pale creuse de turbine refroidie par un fluide de la
Figure 2.
La Figure 4 est une vue agrandie d'une autre réalisation d'un coude d'une pale creuse de turbine
refroidie par un fluide de la Figure 2.
La Figure 5 est une vue agrandie d'une deuxième autre réalisation d'un coude d'une pale creuse de turbine refroidie par un fluide de la Figure 2 et la Figure 6
est une sectionselon l'axe A-A de la Figure 2.
La Figure 1 montre un moteur à turbine à gaz 10, qui dans ce cas est un réacteur à double flux, et comprend
en série selon l'écoulement une aspiration 12, une souf-
flante et un compresseur de pression intermédiaire in-
dicés ensemble par le numéro 14, un compresseur haute pression 18, un système de combustion 20, une section de turbine 22 et une tuyère d'échappement 24. Le moteur
à turbine à gaz fonctionne d'une façon bien connue dans la-
quelle l'air est comprimé par la soufflante, les com-
presseurs haute pression et à pression intermédiaire 14 et 18 respectivement, avant d'être amené dans le système
de combustion 20.
5. Du carburant est injecté dans le système de combustion et est braûlé avec l'air comprimé pour produire des gaz brulants qui entraînent les turbines dans la section de turbine 22 avant de quitter le moteur à turbine à gaz 10 à travers une tuyère d'échappement 24. Les turbines entraînent la soufflante, les compresseurs de pression intermédaire et haute pression via des arbres, non présentés sur la figure. La soufflante fournit également une poussée supplémentaire en entraînant l'air à travers
un conduit de soufflante 16 autour du noyau du moteur.
La section de turbine 22 comprend un ensemble de stator 26 ayant un carter 28 qui forme une limite pour l'écoulement de gaz brûlant, et qui supporte des aubes de stator 30 et forme une enveloppe pour un ou plusieurs ensembles de pales de rotor. Un ensemble de rotor 32 comprend un ou plusieurs disques de turbine 34 supportant des grilles circonférentiels de pales de turbines s'étendant radialement 36. Les disques de
turbines 34 sont reliés au compresseur par l'inter-
médiaire d'arbres 38.
Les pales de turbines 36 sont représentées plus clairement sur la figure 2, et sont des pales
creuses de turbine refroidiesdu type à passage multiple.
La pale de turbine 36 comprend une racine 40, une plate-
forme 42 et portion d'ailette 44. L'ailette 44 comprend un bord d'attaque 46 et un bord de fuite 48, et une paroi latérale d'extrados 50 et une paroi latérale d'intrados 52 s'étendant depuis le bord d'attaque vers le bord de fuite pour délimiter l'ailette. L'ailette a également une paroi de tête 54 à son extrémité longitudinale opposé à la plateforme 42. Il y a une pluralité de parois internes 56, 58, 60, 62 et 64 respectivement qui s'étendent longitudinalement de l'ailette depuis la plateforme 42 ou la paroi de tête 54, pour diviser l'ailette en un certain nombre de passages s'étendant
longitudinalement 66, 68, 70, 72, 74 et 76 respectivement.
6. Aux extrémités longitudinales de l'ailette 44 il y a des coudes 78, 80, 82 et 84 qui relient ensemble les passages 76, 74, 72 et 70 pour former un passage d'écoulement pour le liquide de refroidissement. La paroi de tête 54 a un certain nombre d'ouvertures 86, 88 et 90 qui s'étendent depuis les passages 66, 68 et
82 respectivement pour permettre au fluide de refroidisse-
ment d'être envoyé au sommet de l'ailette 44 dans des buts de refroidissement et de réduction de fuites de fluide moteur entre le sommet de la pale et la structure
enveloppe respective.
La paroi interne 64 s'étendant longitudinale-
ment près du bord de fuite de l'ailette 44 a une partie d'extrémité 92 aérodynamiquement profilée adjacente au coude 78. La partie d'extrémité aérodynamiquement profilée 92 de la paroi 64 est arrangée pour former un angle par rapport au reste de la paroi 64, et la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée 92 s'étend vers le bord de fuite 48 des parois latérales d'intrados et d'extrados
52 et 50 respectivement.
Une aube directrice 94 d'un rayon de virage relativement important est positionnée à l'intérieur du
coude 78 et est espacée de la partie d'extrémité aéro-
dynamiquement profilée 92 de la paroi 64 pour délimiter un passage convergent 96 entre eux. L'aube directrice 94 s'étend autour de la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée de la paroi 64 de façon telle que le bord d'attaque de l'aube directrice 94 est adjacent au bord d'attaque de la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée 92 de la paroi 64, et le bord de fuite de l'aube directrice 94 s'étend dans un passage 74 et est adjacent au bord de fuite de la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée 92 ou la partie d'extrémité 92 rejoint le reste
de la paroi 64.
7. Le passage convergent 96 converge dans la direction depuis le bord d'attaque vers le bord de fuite de l'aube directrice 94. Le bord de fuite 48 de l'ailette 44 est munie d'une pluralité de fentes de décharge 98 ou d'ouvertures pour la décharge de liquide de refroidissement depuis lepassage 76 par dessus le bord de fuite de l'ailette 44 pour son refroidissement pelliculaire. La racine 40 et la plateforme 42 ont des passages 100, 102 et 104 qui fournissent le fluide de refroidissement, généralement de l'air, amené depuis le compresseur 14 ou 18 vers les passages internes s'étendant longitudinalement 66
et 76 dans l'ailette 44 de la pale de turbine 36.
La Figure 3 représente le coude 78 et l'aube directrice associée 94 et la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée 92 de la paroi s'étendant longitudinalement 64 à une plus grande échelle. Le passage convergent 96 peut être vu clairement et est
formé entre la partie d'extrémité douce aérodynamique-
ment profilée 92 et l'aube directrice 94.
En fonctionnement, l'air de refroidissement amené depuis le compresseur 14 ou 18 à travers les passages 100, 102 et 104 s'écoule dans les passages s'étendant longitudinalement 66 et 76 respectivement dans l'ailette 44. L'air de refroidissement dans le passage 66 au bord d'attaque 46 de l'ailette 44 s'écoule longitudinalement de l'ailette 44 vers le sonmmet o6 l'air de refroidissement s'écoule à travers l'ouverture 86. L'air de refroidissement dans le passage 76 s'écoule longitudinalement le long de l'ailette 44 vers le sommet ot l'air de refroidissement s'écoule dans le coude 78 et est renvoyé sur 1800 pour s'écouler dans le
passage 74.
8. L'air de refroidissement s'écoule alors le long du passage 74 et est renvové à nouveau selon un angle de 180 dans le coude 80 vers le passage 72, de même le refroidissement est renvoyé de 180 dans les coudes 82 et 84 vers les passages 70 et 68 respective- ment. Une partie de l'air de refroidissement dans le coude 82 s'écoule à travers l'ouverture 90, et l'air de refroidissement s'écoulant à travers le passage 68 s'écoule à travers l'ouverture 88 pour refroidir la
paroi de tête 54 de l'ailette 44.
Comme déjà dit ci-dessus, l'air de re-
froidissement s'écoulant à travers les coudes se décolle de la partie d'extrémité.des parois s'étendant longitudinalement lorsqu'il est renvoyé autour de la partie d'extrémité des parois, ceci donne naissance à une turbulence qui conduit à des pertes de pression dans les passages. L'utilisation d'aubes directrices de l'art antérieur dans les coudes des pales de turbines
n'a pas apporté d'améliorations significatives.
L'invention réduit les pertes de pression dans le coude 78 en munissant la paroi s'étendant
longitudinalement 64 d'une partie d'extrémite aéro-
dynamiquement profilée 92 qui forme un certain angle par rapport au reste de la paroi 64, ceci augmente le
rayon de virage de l'écoulement d'air de refroidisse-
ment autour de la partie d'extrémité 92 de laparoi 64,
et fournit une surface doucement courbée pour l'écoule-
ment de l'air de refroidissement qui favorise la réduction du décollage de la couche limite. Une aube directrice
94 s'étend autour de la partie d'extrémité aérodynamique-
ment profilée 92 de la paroi 64, et l'aube directrice 94
a un rayon de virage relativement important et une sur-
face relativement importante par rapport à la largeur longitudinal du passage 96 qui aide au maintien de la couche limite d'air de refroidissement sur l'aube
directrice 94.
9. L'air de refroidissement s'écoulant autour de l'aube directrice 94 est dirigé par l'aube directrice 94 pour s'écouler sensiblement parallèlement à la paroi
64 lorsqu'il entre dans le passage 74.
L'air de refroidissement s'écoulant à
travers le passage convergent 96 entre la partie d'ex-
trémité aérodynamiquement profilée 92 de la paroi 64 et l'aube directrice 94 est également dirigé par l'aube directrice 94 pour s'écouler sensiblement parallèlement à la paroi 64 lorsqu'il entre dans le passage 74. L'utilisation d'un passage convergent 96 réduit la séparation de la couche limite d'air de
refroidissement depuis la partie d'extrémité aéro-
dynamiquement profilée 92 de la paroi 64.
On peut voir qu'en dirigeant l'air de refroidissement quittant le passage convergent 96 et l'air de refroidissement s'écoulant autour de l'aube directrice 94 sensiblement parallèlement A la paroi 64 et l'un àl'autre, vers le passage 74 que la turbulence et la séparation de l'air de refroidissement de la paroi 64 est réduit parce que ces deux écoulements
d'air de refroidissement ne se heurtent pas et n'inter-
fèrent pas entre eux pour dévier l'air de refroidissement
de la paroi 64.
Le coude 78 converge également dans la direction de l'écoulement de l'air de refroidissement depuis le passage 76 vers le passage 74 et ceci
également aide à empêcher ou limiter le décollage.
La Figure 4 montre une autre réalisation
de coude 78 représeni dans la figure 3. L'aube direc-
trice 94 est munie d'une queue 106 qui s'étend depuis l'aube directrice 94 parallèlement à la paroi 64 dans
le passage 74 pour s'assurer que l'air de refroidisse-
ment s'écoulant dans le passage convergent 96 est dirigé le long du passage 74 parallèlement à la paroi 64. 10. La Figure 5 représente une deuxième autre réalisation du coude 78 représenté sur la figure 3. Le coude 78 est muni de trous de décharge 108 et 110 positionnés dans la paroi latérale d'extrados 50 de l'ailette 44. Le trou de décharge 108 est positionné dans le passage convergent 96 entre l'aube directrice 94 et la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée 92, près du bord d'attaque de lapartie d'extrémité 92, et le trou de décharge 110 est positionné au dessus de l'aube directrice 94 près de son bord d'attaque. Les trous de décharge 108 et 110 réduisent le décollage de l'air de refroidissement de la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée 92 et l'aubedirectrice 94 à leur bord d'attaque o la séparation commence à
donner un écoulement plus doux.
La Figure 6 représente des passages s'éten-
dant longitudinalement 66, 68, 70, 72, 74 et 76, et les parois 56, 58, 60, 62 et 64 en section transversale. Les
parois 56, 58, 60, 62 et 64 sont sensiblement perpendi-
culairE aux parois d'extrados et d'intrados 50 et 52 respectivement. Les parois sont arrangées de préférence avec cet angle parce que si les parois 56, 58, , 62 et 64 forment un certain angle par rapport à la perpendiculaire aux parois latérales à des angles sensiblement différents, le décollage de l'air de refroidissement se produit. Si les parois 56, 58, , 62 et 64 forment un angle aux alentours de 27 à 30 par rapport aux parois latérales,î'air de refroidissement s'écoulant par dessus l'aube directrice 94 et la partie d'extrémité 92 et les autres parois 56, 58, 60 et 62 s'écoule vers les parois latérales d'intrados 52 du côté de la pression, et à l'extérieur depuis la paroi latérale d'extrados 50 du côté de l'aspiration. 11. Ceci peut être considéré comme un écoulement convergent
sur la paroi latérale d'intrados et un écoulement diver-
gent sur la paroi.latérale d'extrados, d'o le décollage de l'écoulement d'air de refroidissement depuis la paroi latérale d'extrados 50 par dessus l'aube 94 et la partie d'extrémité aérodynamiiquement profilée
92 de la paroi 64 dans le passage 102.
L'utilisation d'une aube directrice et d'une partie d'extrémité aérodynamiquement profilée faisant
un certain angle par rapport au reste d'une paroi inté-
rieure pour produire un passage convergent peut être appliquée à d'autres parois internes de l'ailette et pas uniquement à la paroi interne adjacente au bord de
fuite comme représenté dans l'exemple.
L'aube directrice et la partie d'extrémite aérodynamiquement profilée faisant un certain angle par rapport au reste d'une paroi intérieure peut être appliquée aux ailettes de n'importe quelle pale creuse de turbine ayant au moins deux passages s'étendant
longitudinalement séparés par une paroi.
12.
Claims (5)
1. Pale creuse de turbine refroidie par un fluide comprenant une racine, une plateforme et une ailette, l'ailette ayant au moins deux passages s'étendant
longitudinalement pour l'écoulement d'un fluide de re-
froidissement, au moins un coude o le fluide de re- froidissement est renvoyé depuis le premier passage s'étendant longitudinalement vers le second passage s'étendant longitudinalement, une paroi étant positionnée
entre et séparant les passages s'étendant longitudinale-
ment, caractériséeen ce que la paroi (64) a une partie d'extrémité aérodynamiquement profilée:(92) adjacente au coude (78), la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée (92) de la paroi est arrangée selon un certain angle par rapport au reste de la paroi (64) pour augmenter le rayon de virage, la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée (92) de la paroi s'étend vers une deuxième paroi (48) délimitant une limite opposée du premier passage (76), une aube directrice (94) avec un rayon de virage relativement important
est espacée depuis la partie d'extrémité aérodynamique-
ment profilée (92) de la paroi (64) pour former un - passage (96) entre eux, le passage (96) entre la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée (92) et l'aube
directrice (94) convergent dans la direction de l'écoule-
ment depuis le premier passage s'étendant longitudinale-
ment(76) vers le deuxième passage s'étendant longitudinale-
ment (74), l'aube directrice (94) s'étend autour de la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée (92) de
la paroi vers le deuxième passage s'étendant longitudi-
nalement (74) de façon à diriger le fluide de refroidisse-
ment s'écoulant à travers le passage convergent (96) sensiblement parallèlement à la paroi (64), l'aube directrice (94) dirigeant le fluide de refroidissement s'écoulant autour de l'aube directrice (94) sensiblement 13. parallèlement au fluide de refroidissement quittant le passage convergent (96) de façon à réduire le
d4collage de la couche limite du fluide de refroidisse-
ment depuis la paroi (64) dans le but de réduire les pertes de pression dans le coude (78).
2. Pale creuse de turbine refroidie par un fluide selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'aube directrice (94) a une queue (106) s'étendant longitudinalement de la pale parallèlement à la paroi (64) dans le deuxième passage (74) pour diriger le fluide de refroidissement quittant le passage (96) formé entre la partie d'extrémité aérodynamiquement profilée (92) de la paroi (64) et l'aube directrice
(94) sensiblement parallèlement à la paroi (64).
3. Pale creuse de turbine refroidie par un fluide selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractériséeen ce que l'ailette est délimitée par une paroi latérale d'extrados et une paroi latérale d'intrados, en ce que la paroi latérale d'extrados est munie de trous de décharge, en ce que un trou de décharge (108) est prévu dans le passage convergent
(96) adjacent aubord d'attaque de la partie d'ex-
trémité aérodynamiquement profilée (92) de la paroi (64)eten ce qu'un trou de décharge (110) est prévu dans le coude (78) adjacent au Dora 'attaque de
l'aube directrice (94).
4. Pale creuse de turbine refroidie par
un fluide selon l'une quelconque des revendications 1
à 3, caractériséeen ce que la paroi (64) et l'aube directrice (94) forment un angle sensiblement de 90 avec des parois latérales d'intrados et d'extrados (52 et 50) de l'ailette pour réduire le décollage du fluide de refroidissement depuis la paroi (64) et
l'aube directrice (94) à la paroi d'extrados (50).
5. Moteur à turbine à gaz comprenant au moins une pale creuse de turbine refroidie par un
fluide selon l'une quelconque des revendications 1
à 4.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB08425092A GB2165315B (en) | 1984-10-04 | 1984-10-04 | Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2571428A1 true FR2571428A1 (fr) | 1986-04-11 |
| FR2571428B1 FR2571428B1 (fr) | 1993-03-12 |
Family
ID=10567701
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8514256A Expired - Lifetime FR2571428B1 (fr) | 1984-10-04 | 1985-09-26 | Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4604031A (fr) |
| JP (1) | JPS6189901A (fr) |
| DE (1) | DE3534905C2 (fr) |
| FR (1) | FR2571428B1 (fr) |
| GB (1) | GB2165315B (fr) |
Families Citing this family (78)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
| US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
| US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
| US5002460A (en) * | 1989-10-02 | 1991-03-26 | General Electric Company | Internally cooled airfoil blade |
| FR2798421B1 (fr) * | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | Pales refroidies pour moteurs a turbine a gaz |
| FR2798423B1 (fr) * | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz |
| GB9014762D0 (en) * | 1990-07-03 | 1990-10-17 | Rolls Royce Plc | Cooled aerofoil vane |
| US5281084A (en) * | 1990-07-13 | 1994-01-25 | General Electric Company | Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes |
| US5704763A (en) * | 1990-08-01 | 1998-01-06 | General Electric Company | Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements |
| US5165852A (en) * | 1990-12-18 | 1992-11-24 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways |
| US5156526A (en) * | 1990-12-18 | 1992-10-20 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a single row of coolant passageways |
| JPH0510102A (ja) * | 1991-07-02 | 1993-01-19 | Hitachi Ltd | ガスタービン翼及びガスタービン装置 |
| US5299418A (en) * | 1992-06-09 | 1994-04-05 | Jack L. Kerrebrock | Evaporatively cooled internal combustion engine |
| US5688107A (en) * | 1992-12-28 | 1997-11-18 | United Technologies Corp. | Turbine blade passive clearance control |
| GB9402442D0 (en) * | 1994-02-09 | 1994-04-20 | Rolls Royce Plc | Cooling air cooled gas turbine aerofoil |
| US5488825A (en) * | 1994-10-31 | 1996-02-06 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with enhanced cooling |
| US5507621A (en) * | 1995-01-30 | 1996-04-16 | Rolls-Royce Plc | Cooling air cooled gas turbine aerofoil |
| DE19634237A1 (de) * | 1996-08-23 | 1998-02-26 | Asea Brown Boveri | Kühlbare Schaufel |
| WO1998055735A1 (fr) * | 1997-06-06 | 1998-12-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aube de turbine a gas |
| US5975851A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
| JPH11241602A (ja) * | 1998-02-26 | 1999-09-07 | Toshiba Corp | ガスタービン翼 |
| US6474947B1 (en) | 1998-03-13 | 2002-11-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Film cooling hole construction in gas turbine moving-vanes |
| GB9821639D0 (en) | 1998-10-06 | 1998-11-25 | Rolls Royce Plc | Coolant passages for gas turbine components |
| EP1022435B1 (fr) * | 1999-01-25 | 2009-06-03 | General Electric Company | Circuit de refroidissement interne pour une aube de turbine à gaz |
| DE19921644B4 (de) | 1999-05-10 | 2012-01-05 | Alstom | Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine |
| US6192670B1 (en) | 1999-06-15 | 2001-02-27 | Jack L. Kerrebrock | Radial flow turbine with internal evaporative blade cooling |
| US6247896B1 (en) * | 1999-06-23 | 2001-06-19 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling an airfoil |
| EP1132575A4 (fr) * | 1999-09-16 | 2002-04-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Configuration a trous de refroidissement pour pellicule d'air dans les aubes mobiles d'une turbine a gaz |
| US6257831B1 (en) * | 1999-10-22 | 2001-07-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging |
| EP1223308B1 (fr) * | 2000-12-16 | 2007-01-24 | ALSTOM Technology Ltd | Composante d'une turbomachine |
| AU2002342500A1 (en) | 2001-12-10 | 2003-07-09 | Alstom Technology Ltd | Thermally loaded component |
| US6672836B2 (en) * | 2001-12-11 | 2004-01-06 | United Technologies Corporation | Coolable rotor blade for an industrial gas turbine engine |
| WO2003080998A1 (fr) * | 2002-03-25 | 2003-10-02 | Alstom Technology Ltd | Aube de turbine refroidie |
| US6746209B2 (en) * | 2002-05-31 | 2004-06-08 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies |
| DE102004011151B4 (de) * | 2003-03-19 | 2015-11-26 | Alstom Technology Ltd. | Turbinenschaufel |
| US6955523B2 (en) * | 2003-08-08 | 2005-10-18 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for a turbine vane |
| US6939102B2 (en) * | 2003-09-25 | 2005-09-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Flow guide component with enhanced cooling |
| US7185662B2 (en) * | 2003-11-14 | 2007-03-06 | United Technologies Corporation | Methods of preparing, cleaning and repairing article and article repaired |
| EP1577497A1 (fr) * | 2004-03-01 | 2005-09-21 | ALSTOM Technology Ltd | Aube de turbomachine refroidie |
| US7059825B2 (en) * | 2004-05-27 | 2006-06-13 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
| US7137780B2 (en) * | 2004-06-17 | 2006-11-21 | Siemens Power Generation, Inc. | Internal cooling system for a turbine blade |
| US7131817B2 (en) * | 2004-07-30 | 2006-11-07 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades |
| US7144215B2 (en) * | 2004-07-30 | 2006-12-05 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades |
| US7198467B2 (en) * | 2004-07-30 | 2007-04-03 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades |
| WO2007003416A1 (fr) * | 2005-07-04 | 2007-01-11 | Behr Gmbh & Co. Kg | Turbine |
| US20070122280A1 (en) | 2005-11-30 | 2007-05-31 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing axial compressor blade tip flow |
| US7632071B2 (en) * | 2005-12-15 | 2009-12-15 | United Technologies Corporation | Cooled turbine blade |
| US10180074B2 (en) * | 2005-12-16 | 2019-01-15 | Mehmet Arik | Wireless monitoring system |
| US8083485B2 (en) * | 2007-08-15 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Angled tripped airfoil peanut cavity |
| FR2954798B1 (fr) * | 2009-12-31 | 2012-03-30 | Snecma | Aube a ventilation interieure |
| GB201102719D0 (en) * | 2011-02-17 | 2011-03-30 | Rolls Royce Plc | Cooled component for the turbine of a gas turbine engine |
| US9206696B2 (en) * | 2011-08-16 | 2015-12-08 | General Electric Company | Components with cooling channels and methods of manufacture |
| US8864467B1 (en) * | 2012-01-26 | 2014-10-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine flow cooling |
| US8985940B2 (en) * | 2012-03-30 | 2015-03-24 | Solar Turbines Incorporated | Turbine cooling apparatus |
| EP2692991A1 (fr) * | 2012-08-01 | 2014-02-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Refroidissement dýaubes ou pales de turbine |
| US9228439B2 (en) | 2012-09-28 | 2016-01-05 | Solar Turbines Incorporated | Cooled turbine blade with leading edge flow redirection and diffusion |
| US9206695B2 (en) | 2012-09-28 | 2015-12-08 | Solar Turbines Incorporated | Cooled turbine blade with trailing edge flow metering |
| US9314838B2 (en) | 2012-09-28 | 2016-04-19 | Solar Turbines Incorporated | Method of manufacturing a cooled turbine blade with dense cooling fin array |
| US9850761B2 (en) | 2013-02-04 | 2017-12-26 | United Technologies Corporation | Bell mouth inlet for turbine blade |
| EP2832953A1 (fr) * | 2013-07-29 | 2015-02-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Aube de turbine |
| US9551226B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-01-24 | General Electric Company | Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile |
| US9670784B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-06-06 | General Electric Company | Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling |
| US9797258B2 (en) * | 2013-10-23 | 2017-10-24 | General Electric Company | Turbine bucket including cooling passage with turn |
| US9528379B2 (en) | 2013-10-23 | 2016-12-27 | General Electric Company | Turbine bucket having serpentine core |
| US9638041B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-05-02 | General Electric Company | Turbine bucket having non-axisymmetric base contour |
| US9551229B2 (en) | 2013-12-26 | 2017-01-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with an internal cooling system having trip strips with reduced pressure drop |
| EP3059394B1 (fr) * | 2015-02-18 | 2019-10-30 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Aube de turbine et ensemble d'aubes de turbine |
| US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
| DE102015112643A1 (de) * | 2015-07-31 | 2017-02-02 | Wobben Properties Gmbh | Windenergieanlagen-Rotorblatt |
| WO2017103650A1 (fr) | 2015-12-15 | 2017-06-22 | Technion Research & Development Foundation Limited | Échange thermique excité par résonance acoustique |
| US10260355B2 (en) | 2016-03-07 | 2019-04-16 | Honeywell International Inc. | Diverging-converging cooling passage for a turbine blade |
| EP3673152A1 (fr) * | 2017-08-24 | 2020-07-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Profil aérodynamique de rotor de turbine et procédé correspondant pour la réduction de la perte de pression dans une cavité à l'intérieur d'une pale |
| US10837291B2 (en) * | 2017-11-17 | 2020-11-17 | General Electric Company | Turbine engine with component having a cooled tip |
| US11002138B2 (en) * | 2017-12-13 | 2021-05-11 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with lower turning vane bank |
| US10655476B2 (en) * | 2017-12-14 | 2020-05-19 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with airfoils having improved dust tolerance |
| EP3862537A1 (fr) * | 2020-02-10 | 2021-08-11 | General Electric Company Polska sp. z o.o. | Tuyère de turbine refoidie et segment d'aube de guidage de turbine |
| DE102021204782A1 (de) * | 2021-05-11 | 2022-11-17 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Verbesserte Schaufelspitze im Neuteil oder repariertem Bauteil und Verfahren |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE379162C (de) * | 1923-08-17 | Hans Holzwarth Dipl Ing | Schaufelung fuer Explosionsturbinen | |
| GB1202895A (en) * | 1967-03-01 | 1970-08-19 | John Alan Charles Kentfield | Improvements in or relating to fluid rectifiers |
| DE2906365A1 (de) * | 1977-12-27 | 1980-08-21 | United Technologies Corp | Turbinenschaufel |
| US4278400A (en) * | 1978-09-05 | 1981-07-14 | United Technologies Corporation | Coolable rotor blade |
| GB2112468A (en) * | 1981-12-28 | 1983-07-20 | United Technologies Corp | A coolable airfoil for a rotary machine |
| GB2119028A (en) * | 1982-04-27 | 1983-11-09 | Rolls Royce | Aerofoil for a gas turbine engine |
| US4416585A (en) * | 1980-01-17 | 1983-11-22 | Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited | Blade cooling for gas turbine engine |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE794194A (fr) * | 1972-01-18 | 1973-07-18 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Aube mobile refroidie pour des turbines a gaz |
| US4162136A (en) * | 1974-04-05 | 1979-07-24 | Rolls-Royce Limited | Cooled blade for a gas turbine engine |
| CA1087527A (fr) * | 1977-02-10 | 1980-10-14 | George A. Durgin | Aube de turbine a gaz refroidi |
| US4292008A (en) * | 1977-09-09 | 1981-09-29 | International Harvester Company | Gas turbine cooling systems |
| FR2468727A1 (fr) * | 1979-10-26 | 1981-05-08 | Snecma | Perfectionnement aux aubes de turbine refroidies |
| US4775296A (en) * | 1981-12-28 | 1988-10-04 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
| US4515526A (en) * | 1981-12-28 | 1985-05-07 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
-
1984
- 1984-10-04 GB GB08425092A patent/GB2165315B/en not_active Expired
-
1985
- 1985-08-27 US US06/769,702 patent/US4604031A/en not_active Expired - Lifetime
- 1985-09-20 JP JP60208543A patent/JPS6189901A/ja active Pending
- 1985-09-26 FR FR8514256A patent/FR2571428B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1985-09-30 DE DE3534905A patent/DE3534905C2/de not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE379162C (de) * | 1923-08-17 | Hans Holzwarth Dipl Ing | Schaufelung fuer Explosionsturbinen | |
| GB1202895A (en) * | 1967-03-01 | 1970-08-19 | John Alan Charles Kentfield | Improvements in or relating to fluid rectifiers |
| DE2906365A1 (de) * | 1977-12-27 | 1980-08-21 | United Technologies Corp | Turbinenschaufel |
| US4278400A (en) * | 1978-09-05 | 1981-07-14 | United Technologies Corporation | Coolable rotor blade |
| US4416585A (en) * | 1980-01-17 | 1983-11-22 | Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited | Blade cooling for gas turbine engine |
| GB2112468A (en) * | 1981-12-28 | 1983-07-20 | United Technologies Corp | A coolable airfoil for a rotary machine |
| GB2119028A (en) * | 1982-04-27 | 1983-11-09 | Rolls Royce | Aerofoil for a gas turbine engine |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ENGINEERING, vol. 196, no. 5090, 8 novembre 1963, page 583, Londres, GB; "Flow characteristics in steam turbines" * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6189901A (ja) | 1986-05-08 |
| GB2165315B (en) | 1987-12-31 |
| DE3534905A1 (de) | 1986-04-10 |
| DE3534905C2 (de) | 2000-10-12 |
| FR2571428B1 (fr) | 1993-03-12 |
| US4604031A (en) | 1986-08-05 |
| GB2165315A (en) | 1986-04-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2571428A1 (fr) | Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales | |
| EP0785339B1 (fr) | Aube refrigerée de distributeur de turbine | |
| EP0628728B1 (fr) | Turboréacteur | |
| JP6283462B2 (ja) | タービンエーロフォイル | |
| EP0666406B1 (fr) | Aube fixe ou mobile refroidie de turbine | |
| FR2678318A1 (fr) | Aube refroidie de distributeur de turbine. | |
| JP2002235503A (ja) | タービンブレード先端温度を低下させるための方法及び装置 | |
| JP2011513638A (ja) | 端部の冷却を備えているタービン翼ならびに関連のタービンおよびターボエンジン | |
| FR2597922A1 (fr) | Aube refroidie | |
| JP2012514156A (ja) | 湾曲プラットフォームタービンブレード | |
| EP0743434A1 (fr) | Dispositif pour prélever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aéronef | |
| FR3021699A1 (fr) | Aube de turbine a refroidissement optimise au niveau de son bord de fuite | |
| JP2015516539A (ja) | タービン翼形部の後縁冷却スロット | |
| WO2015162389A1 (fr) | Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement à homogénéité améliorée | |
| FR3056631A1 (fr) | Circuit de refroidissement ameliore pour aubes | |
| EP1333155A1 (fr) | Aube mobile de turbine haute pression munie d'un bord de fuite refroidi | |
| FR3051219A1 (fr) | Aube de turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion | |
| EP3149281A1 (fr) | Aube de turbine comprenant un conduit central de refroidissement et deux cavites laterales jointives en aval du conduit central | |
| EP4107369B1 (fr) | Aube de turbine comportant trois types d'orifices de refroidissement du bord de fuite | |
| EP3867499B1 (fr) | Aube de turbomachine à refroidissement amélioré et noyau céramique pour la fabrication d'une telle aube | |
| EP3942158A1 (fr) | Aube de turbomachine equipee d'un circuit de refroidissement optimise | |
| EP3947916B1 (fr) | Aube de turbine d'une turbomachine, turbine, turbomachine et noyau céramique associé pour la fabrication d'une aube de turbine de turbomachine | |
| FR3092135A1 (fr) | Turbomachine, telle qu’un turboreacteur d’avion | |
| EP4107368B1 (fr) | Aube de turbine comportant des nervures entre des sorties de refroidissement avec des orifices de refroidissement | |
| FR3148622A1 (fr) | Composant de turbomachine, turbomachine l’ayant et procédé de fabrication de celui-ci |