F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons – 01 – D
Patent
F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons
01
D
F01D 5/18 (2006.01)
Patent
CA 2467188
A robust multiple-walled, multi-pass, high cooling effectiveness cooled turbine vane or blade designed for ease of manufacturability, minimizes cooling flows on highly loaded turbine rotors. The inventive vane or blade design allows the turbine inlet temperature to increase over current technology levels while simultaneously reducing turbine cooling to low levels. The invention comprises a complex multi-wall cooling system, which meets the inherent conflict to maximize the flow area of the cooling passages while retaining the required section thickness to meet the structural requirements. independent cooling circuits for the vane or blade's pressure and suction surfaces allow the cooling of the airfoil surfaces to be tailored to specific head load distributions (that is the suction surface is an independent rearward flowing serpentine). The cooling air for the independent circuits is supplied through separate passages at the base of the vane or blade. The cooling air follows extremely intricate passages to feed the serpentine thin outer wall passages, which incorporate pin fins, turbulators, etc. These passages, while satisfying the aero/thermal/stress requirements, are of a manufacturing configuration that may be cast with single crystal materials using conventional casting techniques.
L'invention porte sur une aube ou pale robuste de turbine refroidie à forte efficacité de refroidissement, à plusieurs passages et à multiples parois conçue de telle sorte qu'il soit aisé de la fabriquer. L'invention permet de réduire au minimum les écoulements de refroidissement sur les rotors de turbine fortement chargés. La conception de l'aube ou de la pale de cette invention permet l'augmentation de la température d'entrée dans la turbine aux niveaux habituels et à la fois réduire simultanément le refroidissement de la turbine qui atteint de faibles niveaux. L'invention comprend un système de refroidissement à parois multiples complexe qui répond aux conflits inhérents afin d'optimiser la zone d'écoulement des passages de refroidissement et de préserver à la fois l'épaisseur de section requise afin de répondre aux conditions structurales. Des circuits de refroidissement indépendants pour la pression de l'aube ou pale et les surfaces d'aspiration permettent le refroidissement des surfaces portantes à adapter à des répartitions de charge de tête spécifiques (à savoir, le circuit de surface de pression est un serpentin indépendant d'écoulement vers l'avant, alors que la surface d'aspiration est un serpentin indépendant d'écoulement vers l'arrière). L'air de refroidissement des circuits indépendants est acheminé à travers les passages séparés à la base de l'aube ou pale. L'air de refroidissement suit les passages extrêmement sinueux afin d'alimenter les passages minces à paroi externe du serpentin qui présentent des ailettes saillantes, des générateurs de tourbillons, etc. Ces passages, qui répondent aux exigences en termes d'aérodynamique, thermiques et de contrainte, sont configurés à la fabrication de manière à pouvoir être coulés avec des matières monocristallines à l'aide de techniques de coulée conventionnelles.
Halfmann Steve H.
Kim Yong W.
Morris Mark C.
Oritz Milton
Pack David R.
Gowling Lafleur Henderson Llp
Honeywell International Inc.
LandOfFree
Internal cooled gas turbine vane or blade does not yet have a rating. At this time, there are no reviews or comments for this patent.
If you have personal experience with Internal cooled gas turbine vane or blade, we encourage you to share that experience with our LandOfFree.com community. Your opinion is very important and Internal cooled gas turbine vane or blade will most certainly appreciate the feedback.
Profile ID: LFCA-PAI-O-1881821