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1. WO2019211427 - AEROFOIL FOR A TURBINE BLADE

Publication Number WO/2019/211427
Publication Date 07.11.2019
International Application No. PCT/EP2019/061354
International Filing Date 03.05.2019
IPC
F01D 5/18 2006.1
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
5Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling, or antivibration means on the blades or the members
12Blades
14Form or construction
18Hollow blades; Heating, heat-insulating, or cooling means on blades
CPC
F01D 5/186
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
5Blades; Blade-carrying members
12Blades
14Form or construction
18Hollow blades, ; i.e. blades with cooling or heating channels or cavities
186Film cooling
F05D 2220/32
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
2220Application
30in turbines
32in gas turbines
F05D 2240/303
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
2240Components
20Rotors
30Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
303related to the leading edge of a rotor blade
F05D 2260/202
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
2260Function
20Heat transfer, e.g. cooling
202by film cooling
Applicants
  • SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT [DE]/[DE]
Inventors
  • AHMAD, Fathi
  • KOCH, Daniela
  • SCHÜLER, Marco
Priority Data
18170731.604.05.2018EP
Publication Language German (de)
Filing Language German (DE)
Designated States
Title
(DE) SCHAUFELBLATT FÜR EINE TURBINENSCHAUFEL
(EN) AEROFOIL FOR A TURBINE BLADE
(FR) PALE D'AUBE POUR UNE AUBE DE TURBINE
Abstract
(DE) Die Erfindung betrifft ein Schaufelblatt (16) für eine Turbinenschaufel, umfassend eine von einem Heißgas (S) anströmbare Vorderkante (18), von der aus sich eine Saugseitenwand (17) und eine Druckseitenwand (19) zu einer Hinterkante (20) des Schaufelblatts (16) erstrecken, wobei das Schaufelblatt (16) in einer Querrichtung dazu sich von einem fußseitigen Ende (21) mit einer Schaufelblatthöhe von 0% zu einem spitzenseitigen Ende (23) mit einer Schaufelblatthöhe von 100% erstreckt, mit zumindest zwei längs der Vorderkante angeordneten Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22), die zueinander einen senkrecht zur Vorderkante zu erfassenden ersten Abstand (A) aufweisen. Um eine Turbinenschaufel bereitzustellen, welche mit vermindertem Kühlaufwand eine weiterhin zuverlässige Kühlung der Vorderkante (18) für unterschiedliche Betriebsbedingungen einsetzbar ist, wird vorgeschlagen, dass die zumindest zwei Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22) zumindest teilweise längs der Vorderkante (18) auf einer Wellenlinie angeordnet sind.
(EN) The invention relates to an aerofoil (16) for a turbine blade, comprising a leading edge (18) onto which a hot gas (S) can flow and from which a suction-side wall (17) and a pressure-side wall (19) extend to a trailing edge (20) of the aerofoil (16), the aerofoil (16) extending in a direction transverse thereto from a root-side end (21) having an aerofoil height of 0% to a tip-side end (23) having an aerofoil height of 100%, and having at least two rows (R1, R2) of cooling holes (22) arranged along the leading edge, which cooling holes are at a mutual spacing (A) which can be measured perpendicularly to the leading edge. In order to provide a turbine blade which can be used, with reduced cooling complexity, for additional reliable cooling of the leading edge (18) in various operating conditions, according to the invention the at least two rows (R1, R2) of cooling holes (22) are arranged at least in part in a wavy line along the leading edge (18).
(FR) L'invention concerne une aube (16) pour une aube de turbine, comprenant un bord d'attaque (18) à afflux d'un gaz chaud (S) et à partir duquel une paroi latérale d'aspiration (17) et une paroi latérale de pression (19) s'étendent vers un bord arrière (20) de l'aube (16), l'aube (16) s'étendant dans une direction transversale à partir d'une extrémité de pied (21) ayant une hauteur d'aube de 0% jusqu'à une extrémité de pointe (23) ayant une hauteur d'aube de 100%, ayant au moins deux rangées (R1, R2) de trous de refroidissement (22) disposés le long du bord avant et ayant une première distance (A) à prendre en compte perpendiculairement au bord avant. L'invention vise à fournir une aube de turbine qui, avec une dépense de refroidissement réduite, est capable de refroidir de manière fiable le bord d'attaque (18) pour différentes conditions de fonctionnement. À cet effet, les au moins deux rangées (R1, R2) de trous de refroidissement (22) sont disposées au moins partiellement le long du bord d'attaque (18) sur une ligne ondulée.
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