DE4042729C2

DE4042729C2 - Axial flow turbine for gas turbine engine

Info

Publication number: DE4042729C2
Application number: DE4042729A
Authority: DE
Inventors: Frank W Huber; Douglas J Dietrich
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1990-02-08
Filing date: 1990-02-08
Publication date: 2002-10-31
Anticipated expiration: 2010-02-09

Abstract

The axial flow turbine includes a number of internally air cooled turbine blades each having a tip section mounted adjacent the shroud and defining with it a gap that is susceptible of leaking engine working medium. Each internally cooled blade has an airfoil surface exposed to the engine working medium defining a pressure surface and a suction surface. A device minimises the leakage by providing a buffer zone in the gap. The device includes an orifice located in the tip section adjacent the pressure surface. The orifice is skewed relative to the rotation axis of the blade for leading air from internally of the blade into the gap toward the pressure side of the blades. The stream of air discharging from the orifice defines a buffer zone.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke und insbesondere auf Einrichtungen, um die parasitäre Leckströ mung an den Spitzen von Axialturbinenschaufeln zu minimie ren.The invention relates to gas turbine engines and especially on facilities to prevent parasitic leakage minimization at the tips of axial turbine blades ren.

Wie bekannt ist, hat die Flugzeug-Triebwerkindustrie, um die Leistungsfähigkeit der Triebwerke zu steigern, große Bemühungen aufgewendet in ihren Bestrebungen, um den Spalt oder Abstand zwischen dem äußeren Luftabschluss oder der äußeren Verkleidung und der Spitze der Turbinenschaufeln von Flugzeug-Gasturbinentriebwerken zu minimieren. Bei spielsweise offenbart die US-PS 4 069 662 ein wirksam täti ges Spaltreguliersystem, das in ausgewählter Weise Luft auf das Triebwerkgehäuse einwirken lässt, um das Gehäuse zu schrumpfen oder einzuziehen und den äußeren Luftabschluss näher an die Spitzen der Turbinenschaufeln heranzubringen. Andere Systeme offenbaren die passive Bemühung, um den Spalt zu vermindern, indem Luft mit unterschiedlichen Tem peraturpegeln in die Nähe des äußeren Luftabschlusses zum Strömen gebracht wird, um diesen zu einem Kontrahieren oder Expandieren zu bringen. As is known, the aircraft engine industry has to to increase the performance of the engines, great Efforts have been made in their efforts to split the gap or distance between the outer air seal or the outer cladding and the tip of the turbine blades of aircraft gas turbine engines. at for example, U.S. Patent 4,069,662 discloses an effective activity Gap regulation system that allows air to escape in a selected manner the engine case acts to close the case shrink or retract and the outer air seal to get closer to the tips of the turbine blades. Other systems disclose the passive effort around the Reduce gap by air with different tem temperature levels in the vicinity of the outer air seal to the Is brought to a contracting or pouring To expand.

Es ist auch bestens bekannt, dass die Kompliziertheit des Problems unmittelbar auf die Verwendung, für die das Trieb werk vorgesehen ist, bezogen ist. Beispielsweise stellen die bei Jagdflugzeugen ausgeführten Flugmanöver Anforderun gen an das Flugzeugtriebwerk, die weit über die hinausge hen, welche von einem Passagierflugzeug gefordert werden. Der Pilot eines Jagdflugzeugs wird sehr viel mehr Schwünge, Drehungen und Übergangszustände wählen, als das ein Pilot eines Passagierflugzeugs tun wird. Diese Zustände wirken offensichtlich sehr stark auf die Auslegung des Triebwerks ein, was insbesondere für die Verhältnisse des Turbinenro torraumes oder -abstandes zum äußeren Luftabschluss gilt. Diese Anforderungen, die durch den Piloten gestellt werden, rufen eine Erhitzung und Kühlung der Konstruktion des Tur binenteils derart hervor, dass das Schrumpfen und Expandie ren sowie deren Raten das parasitäre Leckströmungsproblem der Turbine beeinflussen. Hieraus folgt, dass jeglicher technische Beitrag, der dazu dient, den Spalt oder Zwi schenraum zu vermindern, während der Turbine ein Betrieb ohne ein unangebrachtes Schleifen am äußeren Luftabschluss ermöglicht wird, als äußerst wesentlich und bedeutungsvoll anzusehen ist, da die Leckströmung die Gesamtleistung des Triebwerks starken Einwirkungen unterwirft.It is also well known that the complexity of the Problem immediately on the use for which the drive is provided, is related. For example, ask the flight maneuvers carried out on fighter planes to the aircraft engine, which far exceeds the hen, which are demanded by a passenger plane. The pilot of a fighter plane will do a lot more turns, Choose turns and transition states as that a pilot of a passenger plane will do. These conditions work obviously very much on the design of the engine a what especially for the conditions of the Turbinenro gate space or distance to the outer air seal applies. These requirements that are set by the pilot call heating and cooling the construction of the door partly so that the shrinking and expanding ren and their rates the parasitic leakage flow problem affect the turbine. It follows that everyone technical contribution that serves to split or split lessen space while the turbine is operating without improper grinding on the outside air seal is made possible as extremely essential and meaningful can be seen, since the leakage flow the total power of the The engine is subjected to strong influences.

Ferner ist beispielsweise aus der DE 35 14 393 A1 eine Schaufel einer Axialturbine bekannt, in der Kühlluftöffnun gen im Bereich der Schaufelspitze vorgesehen sind, um die sen Bereich zu kühlen. Mit dieser Turbinenschaufel wird ei ne Minimierung des Spalts zwischen der Turbinenschaufel und der sie umgebenden Verkleidung dadurch erreicht, dass ein geeigneter Abriebsbelag auf der Schaufelspitze vorgesehen ist, damit die Turbine sich während ihres Laufs an die Ver kleidung anpassen kann, um somit Leckverluste an der Schau felspitze zu vermindern. Furthermore, for example from DE 35 14 393 A1 Blade of an axial turbine known in the cooling air openings are provided in the area of the blade tip to the to cool the area. With this turbine blade, egg ne minimization of the gap between the turbine blade and of the surrounding cladding is achieved by a a suitable abrasion covering is provided on the tip of the blade is so that the turbine can contact the ver clothing can be adjusted to prevent leakage at the show reduce peak.

Demgegenüber ist es Aufgabe der Erfindung, eine Turbinen schaufel vorzuschlagen, bei der die Leckströmung zwischen Turbine und Verkleidung minimiert ist.In contrast, the object of the invention is a turbine propose blade in which the leakage flow between Turbine and fairing is minimized.

Die Aufgabe wird mit einer Axialturbine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.The task is done with an axial turbine with the features of claim 1 solved.

Erfindungsgemäß sind auf einer der Verkleidung zugewandten Fläche der Schaufelspitze und längs der druckseitigen Kante dieser Fläche Austrittsmündungen zum Austritt der Kühlluft vorgesehen, die in Richtung auf die Druckseite der Schaufel geneigt sind, um durch Ausstoßen der Kühlluft unter Druck in dem Spalt zwischen der Schaufelspitze und der Verklei dung eine Pufferzone zu erzeugen, die eine Leckströmung zwischen der Schaufelspitze und der Verkleidung vermindert. Mit anderen Worten, es wurde gefunden, dass die Leckströ mung vermindert werden kann, indem ein Teil der im Inneren der Turbinenschaufeln vorhandenen Kühlluft von der Schau felspitze in einer besonderen Richtung diskret ausgestoßen wird.According to the invention are facing the panel Surface of the blade tip and along the pressure edge this area outlet openings for the exit of the cooling air provided that towards the pressure side of the blade are inclined to by expelling the cooling air under pressure in the gap between the tip of the blade and the clot to create a buffer zone that has a leakage flow reduced between the tip of the blade and the casing. In other words, it has been found that the leakage currents Mung can be reduced by part of the inside of the turbine blades existing cooling air from the show tip of the rock discreetly ejected in a special direction becomes.

Die Aufgabe sowie die Ziele wie auch die Vorteile und Merk male der Erfindung werden aus der folgenden, auf die Zeich nung Bezug nehmenden Beschreibung deutlich. Es zeigt die einzige Figur einen Teilschnitt der Spitze einer Turbinenschaufel gemäß der Erfindung.The task as well as the goals as well as the advantages and characteristics Male of the invention are from the following to the drawing The reference description is clear. It shows the only figure is a partial section of the tip of a turbine blade according to the invention.

Der Erfindungsgegenstand ist insbesondere wirkungsvoll für Turbinenschaufeln eines Gasturbinentriebswerks, bei dem ei ne innere Kühlung der Schaufeln erwünscht ist. Die Kon struktion von innenseitig gekühlten Turbinenschaufeln ist in der Literatur beschrieben. The subject of the invention is particularly effective for Turbine blades of a gas turbine engine, in which ei ne internal cooling of the blades is desired. The con structure of turbine blades cooled on the inside described in the literature.

Die Figur zeigt eine Turbinenschaufel, wobei der Radialka nal 70 sich über die Schaufelfläche von der Sogseite 72 aus quer erstreckt, so dass die Luft an der Spitze benachbart zur Druckseite 74 ausgestoßen wird. Die Austrittsöffnung oder -düse 76 ist mit der ebenen Fläche 78 der Schaufel so ausgerichtet, dass sie einen Winkel von 20° bildet.The figure shows a turbine blade, the radial channel 70 extending transversely across the blade surface from the suction side 72 , so that the air is expelled at the tip adjacent to the pressure side 74 . The outlet opening or nozzle 76 is aligned with the flat surface 78 of the blade such that it forms an angle of 20 °.

Gemäß der Erfindung wird eine aerodynamische Puffer- oder Trennzone in dem Spalt zwischen der Spitze einer luftge kühlten Schaufel einer Axialturbine eines Gasturbinentrieb werks und der umschließenden Verkleidung oder dem äußeren Luftabschluss erzeugt, indem ein Strom von Kühlluft von der Schaufelspitze in einer wohl überlegten Richtung diskret mit hoher Geschwindigkeit ausgestoßen wird. Dieser Strom ist unter einem Winkel mit Bezug zur Drehebene der Turbine ausgerichtet, so dass er in den Spalt in der Richtung der Druckseite der Turbine und vorzugsweise unter einem Winkel mit Bezug zur ebenen Fläche der Spitze der Schaufel zwi schen 15° und 45° ausgestoßen wird.According to the invention, an aerodynamic buffer or Separation zone in the gap between the tip of an air cooled blade of an axial turbine of a gas turbine engine factory and the surrounding cladding or the outer Exclusion of air generated by a flow of cooling air from the Blade tip discreetly in a carefully considered direction is ejected at high speed. This stream is at an angle with respect to the rotational plane of the turbine aligned so that it is in the gap in the direction of the Pressure side of the turbine and preferably at an angle with respect to the flat surface of the tip of the bucket between between 15 ° and 45 °.

Wenngleich die Erfindung unter Bezugnahme auf bestimmte Ausführungsformen erläutert und bildlich dargestellt wurde, so ist klar, dass dem Fachmann auf dem einschlägigen Gebiet der Technik bei Kenntnis der durch die Erfindung vermittel ten Lehre Abwandlungen und Abänderungen an die Hand gegeben sind, die jedoch als in den Rahmen der Erfindung fallend anzusehen sind.Although the invention has been made with reference to certain Embodiments have been explained and illustrated, so it is clear that the expert in the relevant field of technology with knowledge of the mediated by the invention The lesson is given modifications and changes are, however, as falling within the scope of the invention are to be seen.

Claims

1. Axial turbine for a gas turbine engine in connection with a turbine-surrounding annular casing ( 56 ), the turbine having a plurality of turbine blades in the inner side cooled by air, each having a blade tip arranged near the cowling, which is located between the blade tip and the fairing delimits a gap ( 54 ), the turbine blade having a pressure side and a suction side, characterized in that along and adjacent to the suction side ( 72 ) of the blade there is a radially outwardly extending channel ( 70 ) which is in the Near the blade tip ( 78 ) changes its direction towards the pressure side, which runs in the vicinity of the blade tip to at least one outlet opening ( 76 ) provided on the blade tip towards the outlet of the cooling air, which slopes towards the pressure side of the blade and towards the pressure side ( 74 ) is adjacent.

2. Axial turbine according to claim 1, characterized in that the covering ( 56 ) facing surface ( 78 ) of the blade tip is a substantially flat surface in which the outlet mouth ( 76 ) is provided.

3. Axial turbine according to claim 1 or 2, characterized in that a plurality of outlet openings ( 76 ) is provided, wherein the angle of inclination of all outlet openings ( 76 ) with respect to the surface ( 78 ) of the blade tip is substantially the same.

4. Axial turbine according to claim 3, characterized in that the angle of inclination with respect to the flat surface ( 78 ) of the blade tip is 15 ° to 45 °.

5. Axial turbine according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that each blade has an air-conducting channel arranged in the interior of the blade, which extends radially straight through the blade as a supply channel and leads cooling air from the blade root to the blade tip, the Supply channel to the radial channel ( 70 ) supplies additional cooling air through refill openings which are radially spaced along the supply channel.

6. Axial turbine according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that the radial channel ( 70 ) feeds a plurality of film cooling openings arranged at a radial distance from one another in the suction surface ( 72 ) of the blade.

7. Axial turbine according to claim 5, characterized net that the blade of film cooling channels penetrated is, the film cooling openings feed with cooling air, the Film cooling channels via refill openings and the feed channel be filled with cooling air.