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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich allgemein auf Gasturbinen-Triebwerke
und mehr im Besonderen auf Turbinenmäntel und Schaufelspitzen darin.
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In
einem Gasturbinen-Triebwerk wird Luft in einem Verdichter unter
Druck gesetzt, in einem Brenner mit Brennstoff vermischt und zum
Erzeugen heißer
Verbrennungsgase gezündet,
die stromabwärts durch
ein oder mehrere Turbinenstufen strömen, die Energie daraus entziehen.
Ein Hochdruck-Turbine (HPT) empfängt
zuerst die Verbrennungsgase vom Brenner und entzieht Energie daraus,
um den Verdichter anzutreiben. Eine Niederdruck-Turbine (LPT) folgt
der HPT zum Entziehen weiterer Energie zur Bereitstellung von Ausgangsenergie,
die typischerweise zum Antreiben eines Gebläses genutzt wird, das bei einer
typischen Flugzeuggasturbinen-Triebwerksanwendung stromaufwärts des
Verdichters angeordnet ist.
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Die
HPT schließt
eine stationäre
Turbinendüse
mit einer Vielzahl umfangsmäßig beabstandeter Statorschaufeln,
die den Austritt von Verbrennungsgasen aus dem Brenner regeln, ein.
Die HPT schließt auch
mindestens eine Rotorstufe mit einer Vielzahl umfangsmäßig beabstandeter
Turbinenrotorschaufeln ein, die sich von einer tragenden Rotorscheibe aus
radial nach außen
erstrecken. Die Schaufeln schließen Flügel ein, die Verbrennungsgase
von der Düse
empfangen und Energie daraus entziehen, um die Rotorscheibe zu drehen,
die wiederum den Verdichter dreht. Die Flügel sind typischerweise hohl
und sie schließen
interne Kühlkreisläufe ein,
durch die ein Teil der aus dem Verdichter stammenden Druckluft zum
Kühlen
der Schaufeln kanalisiert wird.
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Die
Rotorschaufeln umgibt ein ringförmiger Turbinenmantel,
der an einem umgebenden Statorgehäuse befestigt ist. Der Mantel
ist dicht oberhalb der Schaufelspitzen aufgehängt, um einen schmalen Spalt
oder Spitzenabstand dazwischen zu schaffen. Der Spitzenabstand sollte
so gering wie möglich
sein, um eine wirksame Strömungsmitteldichtung
während des
Betriebes bereitzustellen, um das Ausmaß des Leckens von Verbrennungsgas
zu minimieren und dadurch die Betriebswirksamkeit des Triebwerkes
zu maximieren. Aufgrund unterschiedlicher thermischer Ausdehnung
und Kontraktion der Rotorschaufeln und des umgebenden Turbinenmantels
reiben die Schaufelspitzen gelegentlich an der inneren Oberfläche des Mantels,
was Abrieb verursacht.
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Da
die Schaufelspitzen sich am radial äußersten Ende der Rotorschaufeln
befinden und den heißen
Verbrennungsgasen direkt ausgesetzt sind, sind sie schwierig zu
kühlen
und die Lebensdauer der Schaufel wird dadurch begrenzt. Die Schaufelspitzen haben
typischerweise die Form von Pfeifrippen-Ausdehnungen der Druck-
und Saugseiten des Flügels, die
sich von einem Spitzenboden aus nach außen erstrecken. Kühlluft wird
unter dem Boden kanalisiert, um die Rippen durch Leitung zu kühlen. Kühllöcher können sich
durch den Boden zur Filmkühlung
der exponierten Rippen erstrecken.
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Da
der Turbinenmantel auch den heißen
Verbrennungsgasen ausgesetzt ist, wird er ebenfalls durch Leiten
eines Teiles der Druckluft vom Verdichter gekühlt, der typischerweise als
Aufprallkühlung gegen
die radial äußere Oberfläche des
Turbinenmantels kanalisiert wird. Turbinenmäntel schließen typischerweise auch Filmkühllöcher ein,
die sich radial hindurch erstrecken, wobei sich Auslässe auf
der radial inneren Seite des Mantels befinden, von wo aus die Kühlluft in
einem Film zum Kühlen
der inneren Oberfläche
des Mantels austritt. Turbinenmäntel dieser
Art sind in GB-A-2 117 451, EP-A-0 694 677 und WO-A-94/12775 beschrieben.
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Die
Löcher
sind typischerweise in einem Muster zwischen den vorderen und rückwärtigen axialen
Enden des Mantels angeordnet, um für eine gleichmäßige Abgabe
der Kühlluft
durch den Mantel zu sorgen. Kühlluft,
die zum Kühlen
der Schaufelspitzen und des Turbinenmantels benutzt wird, hat eine begrenzte
Wirksamkeit und verringert die Gesamtwirksamkeit des Triebwerkes.
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Es
ist daher erwünscht,
einen verbesserten Turbinenmantel zum Zusammenarbeiten mit Turbinenrotor-Schaufelspitzen
bereitzustellen, um die Kühlung
des Mantels sowie die der Schaufelspitzen zu verbessern.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung schließt ein
Turbinenmantel eine Platte mit einem vorderen Ende und einem gegenüber liegenden
hinteren Ende sowie einer Mitte dazwischen ein. Kühllöcher erstrecken
sich durch die Platte zum Hindurchleiten von Kühlluft. Die Löcher sind
in einem Muster mit einer größeren Dichte
hinter der Plattenmitte als vor der Plattenmitte angeordnet, um
ein bevorzugtes Kühlen zu
bewirken.
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Eine
Ausführungsform
der Erfindung wird nun beispielhaft unter Bezugnahme auf die beigefügte Zeichnung
beschrieben, in der zeigen:
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1 eine
teilweise geschnittene Axialansicht durch einen Turbinenteil eine
Gasturbinen-Triebwerkes
mit einem Turbinenmantel gemäß einer
beispielhaften Ausführungsform
der Erfindung,
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2 eine
vergrößerte axiale
Schnittansicht durch einen Teil des in 1 gezeigten
Turbinenmantels, der im Abstand über
der Spitze einer Turbinenrotorschaufel liegt,
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3 eine
schematische Darstellung eines beispielhaften relativen Einlasstemperatur-Profils über Druck-
und Saugseiten der in 1 dargestellten Schaufel,
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4 eine
radial nach außen
weisende Draufsicht auf die äußere Oberfläche des
in 2 veranschaulichten Turbinenmantels entlang der
dortigen Linie 4-4 und
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5 eine
radial nach innen weisende Draufsicht der inneren Oberfläche des
in 2 veranschaulichten Turbinenmantels entlang der
dortigen Linie 5-5.
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In 1 ist
ein Teil eines Gasturbinen-Triebwerkes 10 dargestellt,
das axial symmetrisch um eine Längs-
oder axiale Mittelachse 12 liegt. Das Triebwerk schließt einen
konventionellen axialen Mehrstufen-Verdichter 14 ein, der
Umgebungsluft unter Druck setzt, um komprimierte Luft 16 zu
produzieren.
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Der
Verdichter ist in Strömungsverbindung mit
einem ringförmigen
Brenner 18 angeordnet, der im hinteren Teil gezeigt ist.
Ein Hauptteil der komprimierten Luft vom Verdichter wird mit Brennstoff
im Brenner vermischt und zur Erzeugung heißer Verbrennungsgase 20,
die stromab wärts
fließen,
gezündet.
Die Verbrennungsgase werden vom Brenner in eine Hochdruck-Turbine
(HPT) 22 abgegeben, die Energie daraus entzieht, um den
Kompressor 14 anzutreiben.
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Die
HPT 22 schließt
eine ringförmiger
Statordüse 24,
benachbart dem Auslassende des Brenners zur Aufnahme und Abgabe
der Verbrennungsgase, ein. Die Düse
ist konventionell und schließt
eine Vielzahl umfangsmäßig beabstandeter
Statorschaufeln ein, die an ihren radial äußeren und inneren Enden an
entsprechenden ringförmigen äußeren und
inneren Banden montiert sind. Unmittelbar stromabwärts der
Düse befindet
sich eine Reihe von Turbinenrotor-Schaufeln 26, die sich
von einer tragenden Rotorscheibe 28 radial nach außen erstrecken,
wobei die Scheiben konventionell konfiguriert und zum Antreiben
derselben mit dem Kompressor 14 verbunden ist.
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Wie
zusätzlich
in 2 gezeigt, ist jede Turbinenschaufel 26 hohl
und konventionell konfiguriert zur Aufnahme eines Teiles der komprimierten
Luft 16 vom Verdichter, um diese in einer konventionellen Weise
zu kühlen.
Der Flügelabschnitt
der Schaufel erstreckt sich von der Rotorscheibe radial nach außen und
schließt
eine allgemein konkave Druckseite 30 mit einer umfangsmäßig gegenüber liegenden
allgemein konvexen Saugseite 32 ein. Die Druck- und Saugseiten
sind an axial gegenüber
liegenden Vorder- und Hinterkanten 34, 36 miteinander
verbunden. Das radial äußerste Ende
der Schaufel bildet eine Schaufelspitze 38 in der Form
einer Rippenverlängerung
der beiden Flügelseiten,
was einen offenen Spitzenhohlraum dazwischen zurücklässt.
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Wie
in 1 gezeigt, umgibt ein stationärer Mantel 40 umfangsmäßig die
Reihe von Turbinenschaufeln 26 und ist in geeigneter Weise
mit einem Aufhänger 42 verbunden,
der wiederum in einem umgebenden Statorgehäuse 44 in einer konventionellen Weise
montiert ist. Stromabwärts
von der HPT 22 ist eine Turbinendüse 46 einer teilweise
gezeigten Niederdruck-Turbine (LPT) angeordnet, die ein oder mehrere
Stufen von Niederdruck-Turbinenschaufeln (nicht gezeigt) aufweist,
die zum Antreiben eines (nicht gezeigten) Gebläses in einer beispielhaften Flugzeug-Gasturbinen-Triebwerksanwendung
benutzt werden können.
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Wie
detaillierter in 2 gezeigt, ist der Turbinenmantel 40 oberhalb
der Turbinenschaufeln 26 montiert, um einen vorbestimmten
Spitzenabstand oder Spalt G mit der Schaufelspitze 38 zu
bilden. Der Spitzenabstand wird so gering wie irgend praktisch eingestellt,
um eine Strömungsmitteldichtung
zwischen den Schaufelspitzen und dem Turbinenmantel zu haben, um
das Entweichen der Verbrennungsgase 20 während des
Betriebes dazwischen zu minimieren.
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Der
Turbinenmantel ist typischerweise aus mehreren umfangsmäßig benachbarten
Bogenplatten 48 gebildet. Jede Platte hat eine radial innere Oberfläche 50,
die radial nach innen zu den Schaufelspitzen 38 weist und
dazwischen den Spitzenabstand G bildet. Jede Platte hat auch eine
gegenüber liegende
radial äußere Oberfläche 52,
gegen die ein Teil der komprimierten Luft 16 prallt, die
geeignet in einer konventionellen Weise zur Aufprallkühlung dorthin
kanalisiert wird.
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Jede
Platte schließt
auch axial beabstandete Vorder- und gegenüber liegende Hinterenden 54, 56 ein,
zwischen denen sich die innere und äußere Oberfläche erstrecken. Ein sich umfangsmäßig erstreckender
Vorderhaken 58 ist integral mit der äußeren Oberfläche des
Vorderendes der Platte verbunden und ein sich umfangsmäßig erstreckender
Hinterhaken 60 ist integral mit der äußeren Oberfläche der
Platte am rückwärtigen Ende
verbunden, um die Platte durch den Aufhänger 42 zu tragen,
der in 1 in einer konventionellen Weise veranschaulicht
ist.
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Für die vorliegende
Erfindung kann der in 2 dargestellte Turbinenmantel 40 irgendeine konventionelle
Konfiguration aufweisen und er ist zur Verbesserung der Kühlung modifiziert.
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3 veranschaulicht
ein beispielhaftes relatives Einlasstemperatur-Profil der Verbrennungsgase 20,
wie durch jede der rotierenden Schaufeln 26 erfahren. Das
Temperaturprofil hat allgemein eine Spitze im Zentrum oder ist allgemein
parabolförmig, wie
links in 3 gezeigt, wobei eine Maximaltemperatur
Tmax typischerweise in dem Bereich des Flügelspanns
oder der radialen Höhe
zwischen etwa 50–70%
liegt. Null Prozent befinden sich an der Flügelwurzel 62 und 100%
an dem radial äußersten
Abschnitt oder der Spitze 38 des Flügels.
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Das
entsprechende Gastemperatur-Muster auf der Flügeldruckseite 30 während des
Betriebes ist in der Mitte der 3 veranschaulicht.
Das Gastemperatur-Muster an der Saugseite 32 ist rechts
in 3 dargestellt.
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Obwohl
das Gastemperatur-Muster des Flügels
typischerweise einen Mittelpeak an den Schaufelvorderkanten 34 aufweist,
verzerren Sekundär-Strömungsfelder
zwischen umfangsmäßig benachbarten
Flügeln
das Temperaturprofil in der Schaufelspitzenregion auf der Druckseitenwand 30 beträchtlich.
Die Gastemperatur an der Druckseiten-Spitzenregion ist beträchtlich
höher als
die Temperatur an der Saugseiten-Spitzenregion und sie nimmt mit
einem beträchtlichen
Gradienten von der Vorderkante 34 zur Hinterkante 36 an
der Schaufelspitze zu.
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Ein
entsprechender Temperaturgradient liegt am Turbinenmantel direkt
oberhalb der Schaufelspitze. Wie 3 zeigt,
nimmt die Temperatur der Verbrennungsgase oberhalb der Schaufelspitzen 38 nach
der Schaufelvorderkante auf der Druckseite beträchtlich zu. Wie in 2 gezeigt,
sind daher sowohl die Schaufelspitze 38 als auch der Turbinenmantel 40 von
ihren axialen Vorderenden bis zu den mittleren Regionen einem Verbrennungsgas
relativ geringer Temperatur ausgesetzt, woraufhin die sekundären Strömungsfelder
die Temperatur der Druckseite beträchtlich erhöhen.
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Sowohl
die Schaufelspitzen 38 als auch der Turbinenmantel 40 sind
einer heißeren
Verbrennungsgas-Temperatur von ihren Mitelregionen zu ihren axial
rückwärtigen Enden
ausgesetzt. Konventionelles Schaufelspitzen- und Turbinenmantel-Kühlen ist
typischerweise gleichmäßig in der
axialen Richtung, wobei genügend
Kühlluft
bereitgestellt wird, um eine zu hohe Temperatur dieser Komponenten
zu verhindern, insbesondere an ihren rückwärtigen Abschnitten. Dementsprechend
erfahren ihre vorderen Abschnitte eine Zunahme der Kühlung hinsichtlich des
Verbrennungsgases relativ geringer Temperatur dort.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung ist ein verbessertes Verfahren zum Kühlen des in 2 gezeigten
Turbinenmantels 40 bereitgestellt durch bevorzugtes oder
selektives Leiten von mehr Kühlluft 16 durch
den Mantel benachbart seinem Hinterende 56 als benachbart
seinem gegenüber
liegenden Vorderende 54.
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Wie
in den 4 und 5 gezeigt, schließt jede
Mantelplatte 48 auch einen Mittelabschnitt ein, der sich
zwischen seinen umfangsmäßig gegenüber liegenden
Enden und axial zwischen dem Vorder- und Hinterende 54, 56 erstreckt.
Es wird eine Einrichtung in der beispielhaften Form mehrerer Filmkühllöcher 66 zum
Leiten von mehr Kühlluft 16 radial
durch die Platte benachbart ihrem Hinterende 56 als benachbart
ihrem Vorderende 54 zum bevorzugten Kühlen bereitgestellt.
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Die
Kühllöcher 66 können irgendeine
konventionelle Form aufweisen, wie eine solche sich verjüngender
kreisförmiger
Löcher,
die sich durch die Platte 48 erstrecken, um Kühlluft hindurchzuleiten und
einen Film von Kühlluft
in der stromabwärts
gelegenen Richtung entlang der inneren Oberfläche 50 der Platte
abzugeben, um eine Filmkühlung
zu bewirken.
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Wie
in den 4 und 5 gezeigt, sind die Kühllöcher 66 in
einem Muster axial und umfangsmäßig beabstandeter
Löcher
mit einer größeren Lochdichte
hinter der Plattenmitte als davor angeordnet. Auf diese Weise können mehr
Löcher 66 pro
Oberflächeneinheit
und mehr Kühlluft
pro Oberflächeneinheit
bereitgestellt werden, wo am meisten benötigt wird, um die verfügbare Kühlluft bevorzugt
zu fokussieren.
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Die
Kühllöcher 66 sind
in den Platten sowohl axial zwischen der Mitte und dem Hinterende 56 als auch
umfangsmäßig zwischen
den benachbarten Enden der Platten in einem bevorzugten gleichmäßigen Muster
beabstandet. Auf diese Weise sind die Kühllöcher 66 wirksam zum
Verteilen der Kühlluft 16 seitlich über die
innere Manteloberfläche 50 zwischen
deren Mitte und dem Hinterende 56, um eine im Wesentlichen
gleichmäßige Schicht
oder Decke von Kühlluft
zur Filmkühlung
zu bewirken.
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Die
Kühllöcher 66 haben
vorzugsweise eine Durchmessergröße, um gemeinsam
mehr von der Kühlluft
durch die Platte hinter der Mitte als vor der Mitte zu leiten. Dementsprechend
haben die Kühllöcher 66 eine
gemeinsame Strömungsfläche, die
hinter der Mitte 64 größer ist
als vor der Mitte.
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In
der in den 2, 4 und 5 dargestellten
beispielhaften Ausführungsform
ist die innere Plattenoberfläche 50 zwischen
der Mitte und ihrem Vorderende 54 ohne Öffnungen. Auf diese Weise wird
die Kühlluft 16,
die auf die äußere Plattenoberfläche 52 aufprallt,
durch die Kühllöcher 66 in
den Spitzenspalt G nur hinter der Plattenmitte geleitet. In alternativen
Ausführungsformen
kann die Platte 48 zusätzliche
Filmkühllöcher 66 aufweisen,
die sich zwischen der Plattenmitte und ihrem Vorderende 54 radial
durch die Platte erstrecken, vorzugsweise jedoch mit einem beträchtlich
geringeren Dichtermuster als es die Dichte hinter der Mitte ist.
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Für einen
gegebenen Druck der Kühlluft 16 oberhalb
der äußeren Plattenoberfläche 52 kann
ein verstärktes
Kühlen
der Platte zwischen ihrer Mitte und dem Hinterende 56 erhalten
werden, um dem zunehmenden Temperaturgradienten der Verbrennungsgase 20 zu
entsprechen, der an den Flügel-Druckseiten
stromabwärts
ihrer Vorderkanten auftritt, wie in 3 gezeigt.
Die Kühlluft 16 wird
so bevorzugt axial entlang den Mantelplatten 48 in ihre rückwärtigen Abschnitte
verteilt, um direkt dem zunehmenden Temperaturgradienten der Verbrennungsgase
dort entgegenzuwirken. In dieser Weise ist die verfügbare Kühlluft 16 besser
an den lokal größeren Wärmefluss
vom Verbrennungsgas-Gradienten angepasst. Da die Vorderteile der
Mantelplatten die geringeren Verbrennungsgas-Temperaturen, die in 3 gezeigt
sind, erfahren, erfordern sie weniger Kühlung, um eine geeignete Lebensdauer
zu erhalten.
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Filmkühllöcher in
den vorderen Abschnitten der Mantelplatten können, wie erforderlich, vermindert
werden, um dadurch ein wirksames Kühlen zu bewirken, wobei die
Dichte der Filmkühllöcher in
den hinteren Abschnitten der Mantelplatten entsprechend für ein bevorzugtes
Kühlen
erhöht
ist.
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Wie
in den 1 und 2 gezeigt, erstreckt sich das
Vorderende 64 der Mantelplatte stromaufwärts der
Schaufel-Vorderkante 34 und grenzt an das äußere Band
der HP-Düse 24.
Das Hinterende 66 der Mantelplatte erstreckt sich stromabwärts von
der Schaufel-Hinterkante 36 in Berührung mit dem äußeren Band
der LPT-Düse 46.
Die vordere Erstreckung des Mantels mit Bezug auf die Schaufel-Vorderkante
ist typischerweise axial größer als
die rückwärtige Erstreckung
des Mantels von der Schaufel-Hinterkante.
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Als
ein Ergebnis ist der vordere Abschnitt der Mantelplatte dem relativ
kälteren
Verbrennungsgas ausgesetzt, entsprechend der 100% Spannhöhe des in 3 gezeigten
Temperaturprofils. Wegen der sekundären Strömungsfelder im Verbrennungsgas nimmt,
wie oben ausgeführt,
die Temperatur der Verbrennungsgas auf der Schaufel-Druckseite 30 jedoch hinter
der Schaufel-Vorderkante und nahe ihrer Spitze 38 beträchtlich
zu, wobei Letztere den entsprechenden Abschnitt des Mantels auch
der erhöhten Temperatur
aussetzt. Die Mantelmitte 64 kann daher für jede spezielle
Triebwerks-Anwendung als der axiale Zwischenteil zwischen dem Vorder-
und Hinterende der Mantelplatte bestimmt werden, der mit der beginnenden
Region der Zunahme des axialen Temperaturgradienten entspricht,
der durch sekundäre
Strömungsfelder
im Verbrennungsgas verursacht wird.
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Wie
in den 2, 4 und 5 gezeigt, ist
die Plattenmitte, bei der die bevorzugte zunehmende Plattenkühlung beginnt,
vorzugsweise stromabwärts
oder hinter der Vorderkante 34 der Schaufelspitzen 38 angeordnet.
Für einen
gegebenen Druck der Kühlluft 16 außerhalb
des Turbinenmantels 40 fokussiert die größere Dichte
und die gemeinsame Strömungsfläche der
Kühllöcher 66 hinter
der Plattenmitte 64 die Kühlwirksamkeit über eine
begrenzte axiale Ausdehnung sowohl der Schaufelspitzen 38 als
auch des Turbinenmantels 40, der dem zunehmenden Temperaturgradienten
der Verbrennungsgase entspricht, die auf den Schaufel-Druckseiten
nahe ihren Spitzen auftritt, wie in 3 gezeigt.
Auf diese Weise kann die verfügbare
Kühlluft
wirksamer dort benutzt werden, wo sie benötigt wird, entlang der axialen
Ausdehnung des Turbinenmantels. Der Turbinenmantel vor der ausgewählten Mitte
kann wenige Filmkühllöcher 66 aufweisen,
wenn er überhaupt
welche hat, die eine minimale Filmkühlung des vorderen Abschnittes
des Turbinenmantels bewirken.
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Statt
den Turbinenmantel in einer im Wesentlichen gleichmäßigen Weise
von seinem vorderen bis zu seinem hinteren Ende zu kühlen, wie
dies typischerweise erfolgt, sind die Kühllöcher 66 bevorzugt nach
der Mitte konzentriert, um eine stärkere Kühlung des rückwärtigen Abaschnittes des Turbinenmantels
sicherzustellen, und dies im Gegensatz zum Vorderabschnitt. Auf
diese Weise kann die begrenzt verfügbare Kühlluft wirksamer zur stärkeren Kühlung des
hinteren Teiles des Turbinenmantels benutzt werden, wo sie am meisten
benötigt
wird, und man erhält
weniger Kühlung
des vorderen Abschnittes des Turbinenmantels, wo sie weniger benötigt wird.
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Wie
in 2 gezeigt, ist das Muster der Kühllöcher 66 bevorzugt
nach der Mantelmitte angeordnet, um die Kühlluft 16 radial nach
innen durch den Mantel 40 und in den Spitzenspalt G zwischen dem
Mantel und den Turbinenschaufelspitzen 38 nach den Schaufel-Vorderkanten 34 abzugeben.
Auf diese Weise können
die Schaufelspitzen 38 bevorzugt mit mehr Kühlluft benachbart
den Hinterkanten als benachbart den Vorderkanten 34 gekühlt werden.
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Das
bevorzugte Leiten der Kühlluft
durch den hinteren Teil des Turbinenmantels 40 kühlt nicht
nur bevorzugt den Turbinenmantel selbst sondern ist auch wirksam
für das
bevorzugte Kühlen
der Schaufelspitzen 38 in Anbetracht des zunehmenden Temperaturgradienten,
der auf der Druckseite auftritt.
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Wie
in 3 gezeigt, nimmt der Temperaturgradient an den
Schaufelspitzen 38 nach den Vorderkanten 34 auf
der Druckseite 30 in einem mittleren Bereich der Schaufelspitze
zwischen der Vorder- und Hinterkante zu. Das größere dichte Muster der Kühllöcher 66,
das in den 4 und 5 dargestellt
ist, ist vorzugsweise außerhalb
oder oberhalb der Schaufelspitzen 38 zwischen einem ausgewählten mittleren
Ort davon und den Hinterkanten 36 angeordnet.
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Wie
oben ausgeführt,
ist das größere dichte Muster
der Kühllöcher 66 bevorzugt
oberhalb des Teiles der Schaufelspitzen fokussiert, die einer Zunahme
des Temperaturgradienten der Verbrennungsgase entlang der Druckseite 30 ausgesetzt sind.
Das größere Volumen
der Kühlluft
aus den fokussierten Kühllachern 66 verbessert
somit das Kühlen
der Schaufelspitzen sowie des Turbinenmantels gegen den zunehmenden
Temperaturgradienten der Verbrennungsgase in dieser Region. Vor
der Mitte des Turbinenmantels und vor der Mitte der Schaufelspitze,
wo der zunehmende Temperaturgradient der Verbrennungsgase nicht
auftritt, ist daher entsprechend weniger Kühlluft erforderlich.
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Das
bevorzugte Kühlen
des Turbinenmantels und der Schaufelspitzen durch bevorzugtes Verteilen
von mehr Kühlluft
zu den hinteren Abschnitten, verglichen mit den vorderen Abschnitten,
nutzt die verfügbare
Kühlluft
besser. Eine verbesserte Kühlwirksamkeit
und eine geringere Temperatur des Turbinenmantels und der Schaufelspitzen
kann realisiert werden oder es kann eine Verringerung der Menge der
Kühlluft
für einen
Betrieb dieser Komponenten bei einer maximalen Temperatur bewirkt
werden. Es kann dadurch eine längere
Lebensdauer sowohl der Turbinenmäntel
als auch der Schaufelspitzen erhalten werden.
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Weiter
kann die innere Plattenoberfläche 50 benachbarte
(nicht gezeigte) Schlitze aufweisen, die darin ausgebildet sind,
in denen eines oder mehrere der Kühllöcher 66 enden können. Die
Vertiefungen und Schlitze verringern die Oberfläche der inneren Plattenoberfläche, gegen
die die Schaufelspitzen reiben können.
Dies verringert die Reibungswärme während der
Spitzenreibungen und schützt
die Kühllöcher dagegen,
dadurch verschlossen zu werden.