CN101929357A - 用于热隔离涡轮转子轮的系统、方法及设备 - Google Patents

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Abstract

本发明的实施例可提供用于热隔离涡轮转子轮(105)的系统、方法及设备。根据一个实施例，可提供一种用于热隔离涡轮转子轮(105)的方法。涡轮转子轮可包括支承相应的涡轮转子叶片(110)的一对叶片支柱(125)或柄部，使得柄部腔(145)形成在相应的叶片支柱(125)之间。为了热隔离涡轮转子轮(105)，可提供可操作成用以将柄部腔(145)分隔成上部区域(345)和下部区域(355)的至少一个密封件(350)。此外，该密封件(350)可放入柄部腔(145)内，以便将柄部腔分隔成上部区域和下部区域。在此情况下，冷却空气流可在上部区域与下部区域之间分开，使得下部区域相比于上部区域可保持在更低温度。

Description

用于热隔离涡轮转子轮的系统、方法及设备
技术领域
本发明涉及涡轮转子轮，并且更具体地涉及用于热隔离涡轮转子轮的系统、方法及设备。
背景技术
涡轮转子轮为涡轮的一部分，而涡轮又可作为燃气涡轮发动机的一部分。在燃气涡轮发动机中，压缩机向燃烧器提供加压空气，在燃烧器处，空气与燃料相混合，且混合物经点燃而产生热的燃烧气体。这些热燃烧气体向下游流至一个或更多涡轮转子，涡轮转子从热燃烧气体获得能量，用于向压缩机供以动力，以及用于提供有用功，例如向发电机供以动力或向飞行中的飞行器供以动力。
涡轮转子可包括安装到涡轮转子轮的圆周上的多个涡轮转子叶片，涡轮转子轮可围绕发动机的中心轴线旋转。当热燃烧气体离开燃烧器且流过涡轮转子叶片时，涡轮转子轮开始旋转。在此情况下，来自于热燃烧气体的能量进行转换。同时，热燃烧气体使涡轮转子轮经受高温，尤其是在涡轮转子轮的轮缘处。然而，用于构造涡轮转子轮的材料可能不同于其它涡轮构件，使得涡轮转子轮并非很耐热。结果，热燃烧气体的高温会超过涡轮转子轮的冶金极限，从而导致热应力、氧化和结构破裂。
为了防止涡轮转子轮过热，可从压缩机获取冷却空气来冷却围绕涡轮转子组件及位于其内的空间，包括与涡轮转子轮热接触的那些空间。然而，以此方式获取空气会从燃烧器转移空气而妨碍了发动机循环的效率。对于该效率损失，期望的是在涡轮转子轮不经受附加应力的情况下，最大限度地减少从燃烧器转移来用于冷却的空气量。此外，对于较大且更为有效的燃气涡轮发动机的需求而言需要涡轮转子轮能耐受较高的燃烧温度而不会增加单独构件的成本。
因此，需要的是用于热隔离涡轮转子轮的系统、方法及设备。
发明内容
本发明的实施例可解决上述需求中的一些或全部。本发明的一些实施例主要针对用于热隔离涡轮转子轮的系统和方法。根据一个实施例，可提供一种用于热隔离涡轮转子轮的方法，其中，涡轮转子轮包括支承相应的涡轮叶片的一对叶片支柱(post)，以及其中，在相应的叶片支柱之间形成腔。该方法可包括提供可操作成用以将腔分隔成上部区域和下部区域的至少一个密封件。此外，该方法可包括将至少一个密封件放入腔内，以便进入腔中的冷却空气流在至少下部区域和至少上部区域之间分开，使得下部区域相比于上部区域保持在更低温度。
根据本发明的另一个实施例，可提供一种用于热隔离涡轮转子轮的系统。该系统可包括由多个叶片支柱支承的多个涡轮叶片，其中，在相应的叶片支柱之间形成腔。该系统还可包括安装在腔内的至少一个密封件，其将腔分隔成上部区域和下部区域。通过分隔腔，进入腔中的冷却空气流在至少下部区域与至少上部区域之间分开，使得下部区域相比于上部区域保持在更低温度。
根据本发明的又一个实施例，可提供一种用于热隔离燃气涡轮转子轮的设备，其中，涡轮转子轮包括支承相应的涡轮叶片的一对叶片支柱，以及其中，在相应的叶片支柱之间存在腔。该设备可包括伸长的密封部件，其可操作成用以安装在腔内，且将该腔分隔成上部区域和下部区域，使得进入腔中的冷却空气流可在下部区域与上部区域之间分开。这样，下部区域相比于上部区域可保持在更低温度。
本发明的其它实施例和方面将根据结合以下附图的以下说明而变得清楚。
附图说明
因此，大体上已描述了本发明，现在将参照附图，这些附图不必按比例绘制，且在附图中：
图1以三维形式示出了现有技术中存在的涡轮转子轮。
图2以截面形式示出了现有技术中存在的涡轮转子轮。
图3示出了根据本发明实施例的用于热隔离涡轮转子轮的示例性系统。
图4示出了根据本发明实施例的用于热隔离涡轮转子轮的示例性系统的截面视图。
图5A至图5D示出了用于涡轮转子轮的隔离密封件的各种示例性实施例。
图6示出了根据本发明一个实施例的用于热隔离涡轮转子轮的示例性系统的截面视图。
图7示出了根据本发明实施例的用于热隔离涡轮转子轮的示例性方法。
零件清单
100系统
105涡轮转子轮
110涡轮转子叶片
115翼型件
120涡轮转子叶片平台
121径向外表面
122径向内表面
124前缘
125转子叶片柄部
126后缘
130支承燕尾部
135交替的燕尾槽口
140轮支柱
145柄部腔
150阻尼器销
155平台间隙
160密封体
165盖板
166安装组件
200截面视图
205冷却空气
210冷却空气
215轮空间区域
216柄部腔空气
220轮空间区域
225轮空间区域
230轮空间区域
260柄部腔空气
265柄部腔空气
270柄部腔空气
275柄部腔空气
280柄部腔空气
285柄部腔空气
290升高的节点
300系统
345上部区域
350隔离密封件
355下部区域
400实施例
405冷却空气
410冷却空气
416柄部腔空气
445上部区域
450热隔离密封件
455下部区域
460柄部腔空气
465柄部腔空气
470柄部腔空气
475柄部腔空气
480柄部腔空气
485柄部腔空气
500视图
505销密封件
525视图
530支架(shelf)密封件
550视图
555板状密封件
575视图
580尾部组件
600实施例
605冷却空气
610冷却空气
611冷却空气
612冷却空气
615涡轮转子轮空间区域
620涡轮转子轮空间区域
625涡轮转子轮空间区域
650盖板
660柄部腔空气
665柄部腔空气
670柄部腔空气
675柄部腔空气
680柄部腔空气
685柄部腔空气
690节点
700方法
705方框
710方框
715方框
720方框
具体实施方式
现在将在下文参照附图更为详细地描述本发明，附图中示出了本发明的示例性实施例。然而，本发明还可采用多种不同的形式予以实施，且不应当视作为限于本文所阐述的示例性实施例；确切地说，所提供的这些实施例使得本公开内容将会向本领域的技术人员传达本发明的范围。贯穿全文相似的标号表示相似的元件。
图1示出了现有技术的系统100的三维视图。系统100包括构造成在燃气涡轮发动机中使用的涡轮转子轮105。燃气涡轮发动机可包括布置在单个轴上的压缩机和涡轮。压缩机将压缩空气供送至燃烧器，燃烧器将空气与燃料相混合并燃烧该混合物来产生热燃烧气体。这些热燃烧气体流过涡轮而促使其旋转，并且使得轴旋转。因此，涡轮将热燃烧气体中的能量转换成机械能，这可结合发电机使用来发电，结合飞行器发动机中的涡轮风扇使用来产生推力，或结合其它系统来用于本领域中所公知的其它应用。
涡轮可包括多个涡轮转子轮，各涡轮转子轮均支承多个涡轮转子叶片。如图1中所示，涡轮转子轮105为环形构件，其可围绕燃气涡轮发动机的纵向轴线旋转。涡轮转子轮105支承沿径向延伸到主气流中的多个涡轮转子叶片110。
涡轮转子叶片110包括翼型件115、叶片平台120、柄部125，以及燕尾部130。翼型件115具有在前缘和后缘处连接在一起的大体上凹入的压力侧和大体上凸出的吸入侧。翼型件115从涡轮转子叶片平台120沿径向向外延伸至末梢(未绘出)。
形成在翼型件115和柄部125的接合处的叶片平台120限定热燃烧气流的内部径向边界。叶片平台120包括限定热燃烧气体的内部边界的一部分的径向外表面121，以及相对的径向内表面122。平台表面从相对的侧缘沿周向延伸，且在前缘124与后缘126之间沿轴向延伸。
也称为叶片支柱的柄部125提供从叶片平台120至支承燕尾部130的径向过渡，从叶片平台120沿径向向内延伸至燕尾部130。燕尾部130也从柄部125沿径向向内延伸，且将涡轮转子叶片110联接到涡轮转子轮105上。涡轮转子轮105包括多个沿周向交替的燕尾槽口135和支柱140，各支柱140均由相邻的槽口135形成，且围绕涡轮转子轮105的外周设置。各个槽口135均适于收容来自于涡轮转子叶片110的燕尾部130。
柄部125还包括在上游侧壁和下游侧壁(未绘出)处连接在一起的大致凹入的侧壁和大致凸出的侧壁。因此，凹入的侧壁相对于上游侧壁和下游侧壁凹进，以便在多个涡轮转子叶片110联接在转子组件内时，在相邻转子叶片柄部125之间限定柄部腔145。除柄部腔145之外，当多个涡轮转子叶片110联接到涡轮转子轮105上时，在沿周向相邻的涡轮转子叶片110之间形成预定的平台间隙155。为了控制相邻涡轮转子叶片110内的应力及其之间的冲击(否则这将会在给定它们紧密邻近且在柄部125处缺乏互连的情况下存在)，可使用阻尼器销150。阻尼器销150位于在柄部125内加工的槽口内，且通过互连涡轮转子叶片110，阻尼器销150可减少在相邻涡轮转子叶片110内的应力及其之间的潜在冲击。
当热燃烧气体流过涡轮转子叶片110进行能量转换时，涡轮转子轮105可通过对流加热、传导加热和辐射加热而经受加热超过其冶金极限。例如，传导加热发生在热燃烧气体流过涡轮转子叶片110时。这些热气体加热涡轮转子叶片110，从而升高涡轮转子叶片110的工作温度，使得与涡轮转子轮105相接触的涡轮转子叶片110将热量从热燃烧气体传导至涡轮转子轮105。对流加热发生在热燃烧气体流过叶片平台120时。在给定此空气流过平台120和平台间隙155处的空气间隙的情况下，热空气可渗漏到柄部腔145中。因此，热空气的该种运动升高了柄部腔145、轮支柱140和涡轮转子轮105顶部的温度。而且，当热空气流过叶片平台120时，径向外表面121的温度升高至一定点，在此大量热量从径向内表面122辐射到柄部腔145。
在给定涡轮转子叶片110的冶金极限和涡轮转子叶片110的构件所必须耐受的受热量的情况下，涡轮转子叶片110可适于包括内部冷却腔。该内部冷却腔可至少部分地由翼型件115、叶片平台120、柄部125和燕尾部130限定。在燃气轮机的应用中，冷却空气可从压缩机获取并在该内部冷却腔内循环，或甚至可引导其对柄部腔145加压，以便能控制热燃烧气体到柄部腔145中的渗漏。
图2示出了同样在现有技术中存在的涡轮转子轮105的截面视图200。在图2中，在205和210处提供冷却空气，以便对柄部腔145加压。由于空气在柄部腔145周围渗漏，尤其是经由平台间隙155，故需要大量冷却空气来对柄部腔145加压和使其冷却。尽管该冷却空气渗漏可降低215，220，225和230处的轮空间区域中的周围空气和216处沿轴向流过柄部腔145的空气的温度，但这些区域中的空气仍然很热。因此，当热空气流继续在260，265和270处经由平台间隙155越过柄部腔145以及在275，280和285处围绕柄部腔145时，冷却空气未能冷却该区域中的所有热空气。结果，如图2中的升高的节点290所示，大量热量传递到涡轮转子轮105的顶部。
为了减慢热空气流过平台间隙155且越过柄部腔145的总量，可将平台间隙155密封。例如，再次参看图1，在没有冷却空气或连同冷却空气一起的情况下，密封体160可用于空气控制。密封体160包括盖板165和安装组件166，用于将密封体160安装在支柱140的顶上和相邻的涡轮转子轮110之间。密封体160提供了轴向密封，且堵塞了一些热燃烧气体经由平台间隙155渗漏到柄部腔145中。在利用冷却空气对柄部腔145加压时，密封体160可适于将冷却空气引导到柄部腔145与燕尾部130之间。
然而即使在使用时，密封体160也不能防止热空气渗漏到柄部腔145中。确切地说，密封体160只可减慢此类渗漏。同时，密封体160增加了对于涡轮转子轮105的质量，从而在轮旋转期间引起不必要的物理应力。此时，自身暴露于热排出气体的盖板165在其从热排出气体吸收热量且然后将该热量的一部分辐射到柄部腔145中时，也变成为该腔的附加热源。此种渗漏和辐射的组合将继续，以显著地升高柄部腔145的温度。由于燕尾部130、轮支柱140和涡轮转子轮105的顶部暴露于柄部腔145内的热空气，故在这些零件中引起热应力，从而导致它们的故障。为了防止或以其它方式最大限度地减小此类故障的机率，期望的是使这些构件与上述热效应中的一些或全部热隔离开。
图3示出了根据本发明一个实施例的用于热隔离涡轮转子轮的示例性系统300。与系统100相似，系统300包括支承具有翼型件115的多个涡轮转子叶片110的涡轮转子轮。其它类似构件包括下列：具有径向外表面121和径向内表面122的叶片平台120；柄部125，在该处当多个柄部邻接在一起时，形成了柄部腔145和平台间隙155；以及适于配合在轮支柱140之间且配合到槽口135中的燕尾部130。
系统300还包括隔离密封件350。隔离密封件350可固定在柄部腔145内，且定位成略微高于轮支柱140，从而将柄部腔145分成上部区域345和下部区域355。如前文所述，在现有技术的系统100中，流过叶片平台120和经过平台间隙155的热空气可在涡轮转子轮中造成对流加热效应。通过将隔离密封件350置于柄部腔145内且略微高于轮支柱140，涡轮转子轮的顶部可与流过柄部腔145的大部分热空气隔离开，这降低了这些对流加热效应，这是与本发明实施例相关联的至少一个技术效果。隔离密封件350还可降低现有技术的系统100中所存在的辐射效应。由于流过叶片平台120的热空气，叶片平台120的温度升高到一定点，在此热量从径向内表面122辐射且辐射到柄部腔145中。在系统300中，隔离密封件350可提供绝缘屏障，其阻止在径向内表面122处从叶片平台120辐射的此热量的至少一部分，这是与本发明实施例相关联的至少一个技术效果。
此外，通过将柄部腔145分成上部区域345和下部区域355，隔离密封件350可在柄部腔145的下部区域355内形成空气屏障，该下部区域355比柄部腔145的上部区域345内的空气温度更冷。该较冷的空气可降低燕尾部130、轮支柱140和涡轮转子轮105顶部的温度。在示例性实施例中，例如，隔离密封件350可使轮支柱140温度降低约10°F至20°F。这些构件周围的空气温度的这种降低可减小在其中所受到的热应力，这是与本发明实施例相关联的至少一个技术效果。由于这些构件受到减小的热应力，故它们可承受更高的物理应力，意味着隔离密封件350能够实现更小且更为经济的设计。例如，当燕尾部130以较低的温度工作时，燕尾部130具有较高的材料性能且可耐受较高的应力。因此，燕尾部130可适应较小的设计，因为其具有更大的承受物理应力的能力。在备选方案中，可保持燕尾部130的尺寸，以便使用更为廉价的制造材料。此外，作为又一个备选方案，还可采用较小和较为廉价的设计的组合。
在示例性系统300中，隔离密封件可定位成略微高于轮支柱140且固定在柄部腔145内。在示例性设计中，隔离密封件350可设计成贴近地配合在柄部腔145内，以便可采用对抗摩擦和温度的组合的紧固件将隔离密封件350保持在适当位置上。在其它实施例中，柄部125可适于包括用于隔离密封件350的安装支承件，如涡轮轮支柱140能进行的一样。作为备选，柄部125还可适于使得在多个柄部当安装到涡轮转子轮上而邻接在一起时形成隔离密封件350的一部分。下文将更为完整地描述这些及其它实施例。
隔离密封件350可由任何单一材料或材料的组合制成。通常，这些材料可包括钢和/或镍基合金。具体而言，还可使用市售材料如GTD111、Rene N5、L605、X750，以及IN-738。
在示例性系统300的一个实施例中，未利用冷却空气对柄部腔145加压。在另一个实施例中，可利用冷却空气来对柄部腔145加压。图4以截面形式示出了一个示例性实施例400，其中，柄部腔145受到如此加压。在图4中，隔离密封件450可将柄部腔145分成上部区域445和下部区域455。
在图4中，可在405和410处提供冷却空气。冷却空气可在215，220，225和230处继续冷却涡轮转子轮空间区域周围的空气，使得周围空气可为适度热的。此外，热空气流可在460，465和470处继续流过平台间隙155且越过柄部腔145，以及在475，480和485处围绕柄部腔145。然而，在示例性实施例中，由于隔离密封件450将柄部腔145分成上部区域445和下部区域455，较热的空气可包含在上部区域445中。这种包含导致即使一些适度热的空气可如416处所示继续沿轴向流过间隙155且越过下部区域455，下部区域455也可通过热隔离密封件450而与在径向内表面122处从叶片平台120所辐射的热量隔绝。因此，在与现有技术的系统相比时，较少量的热量将传递至实施例400中的涡轮转子轮105的顶部。在图4中由略微较低的节点490示出了相对温度的这种改变。
图5A至图5D示出了根据本发明的一些方面的热隔离密封件的各种示例性实施例。在图5A中，在视图500处，示出了根据本发明的一个实施例的销密封件505。销密封件505可包括销，该销可适于配合在涡轮转子叶片110中加工的至少一个轮廓内，且可将柄部腔分成上部区域和下部区域。将应认识到的是，销密封件505可提供在涡轮转子叶片110之间的支承和振动控制。在一个实施例中，除类似于图1中的阻尼器销155的其它支承结构之外，还可使用销密封件505。在另一个实施例中，销密封件505可替代此类结构。
在图5B中，在视图525处，示出了根据本发明的一个实施例的支架密封件530。支架密封件530可由制造成涡轮转子叶片110的一部分的一个或多个凸缘形成。当两个涡轮转子叶片110并排地安装到涡轮转子轮105上时，这些凸缘可交搭以便形成空气间隙。连同该空气间隙，上部凸缘上方的上部区域和下部凸缘下方的下部区域同样可形成在柄部腔内。根据该实施例，可提供当柄部腔由冷却空气加压时，有限量的冷却空气经由空气间隙渗漏到上部区域中。
在图5C中，在视图550处，示出了根据本发明另一个实施例的板状密封件555。板状密封件555可为适于配合在一个或多个槽口内的扁平的、平坦结构，该槽口加工在涡轮转子叶片110中。在图5D中，在视图575处，根据本发明的又一个实施例，板状密封件555还可适于为板状密封件和尾部的组件580。在该实施例中，轮支柱140可适于包括用于安装尾部组件的T形槽口，且涡轮转子轮110同样可加工有上述槽口。在两个实施例中，板状密封件555和板状密封件与尾部的组件580可将柄部腔分隔成如上文所述的上部区域和下部区域。
根据本发明的又一个实施例，热隔离密封件可适于包括盖板。图6以截面形式示出了隔离密封件450的一个示例性实施例600，其中，柄部腔145由冷却空气进行加压，以及其中，隔离密封件450也适于包括盖板650。如图4中所示，隔离密封件450可将柄部腔145分成上部区域445和下部区域455。热空气流也可在660，665和670处经由上部区域445继续流过柄部腔145，以及在675，680和685处围绕柄部腔145，将上部区域相比于下部区域455保持在更高的工作温度。同样类似于图4，在605和610处可提供冷却空气。
然而，与图4不同的是，尽管冷却空气可在615，620和625处继续冷却涡轮转子轮空间区域周围的空气，使得周围空气可为适度热的，但可通过盖板650来防止该适度热的空气沿轴向流过平台间隙155。同时，该适度热的空气可由如611和612处所示的专用冷却空气取代。因此，通过密封间隙155和使用专用的冷却空气源，下部区域455可保持在相比于如果单独使用隔离密封件450甚至更低的工作温度。如由节点690所示，由于冷却空气可保持在下部区域455内，故在与现有技术的系统相比时，实施例600中传递至涡轮转子轮105顶部的热量便少得多。
在示例性实施例中，使用适于包括盖板的隔离密封件可使轮支柱140的温度降低大约75°F。通过使轮支柱140和周围区域处的温度如此大地降低，为冷却这些构件所需的冷却空气量便较少。因此，当本发明的实施例用于燃气轮机时，可提供更多空气给压缩机，而非从压缩机获取。通过将额外的空气提供给压缩机，在发动机循环中存在较小的热动力损失，且燃气轮机系统的总体效率可提高。
图7示出了用于热隔离涡轮转子轮的示例性方法700，其中，涡轮转子轮包括支承多个涡轮转子叶片的一对轮支柱或柄部。当多个涡轮转子叶片由涡轮转子轮支承时，柄部腔形成在涡轮转子叶片的相应柄部或轮支柱之间。在方框705处，可提供至少一个密封件，该密封件可操作以将柄部腔分隔成上部区域和下部区域。
在方框710处，可将密封件放入柄部腔内，使得下部区域中的温度相比于上部区域中的温度可保持在更低温度。在方框715处，可提供冷却空气源，以及在方框720处，可使用冷却空气对柄部腔加压。如前文所述，用冷却空气对柄部腔加压可减少进入柄部腔中的热空气流，且从而可利用柄部腔和柄部腔周围的构件来降低空气的工作温度。
在一个实施例中，在方法700中所使用的密封件可为图3中所示的隔离密封件350。在其它实施例中，该密封件可为图5中所示的一个或多个密封件，包括销密封件505、支架密封件530、板状密封件555或板状密封件与尾部的组件580。在又一个实施例中，该密封件还可适于包括盖板。盖板可操作成用以覆盖叶片支柱的一部分，且还操作成用以引导冷却空气流围绕该至少一个盖板的一部分并进入柄部腔中。在又一个实施例中，盖板还可适于提供轴向密封，以便防止热空气在相应的叶片支柱之间流动。在再一个实施例中，隔离密封件可包括上述中的一个或多个实施例，且可将柄部腔分隔成多个区域。
本领域的技术人员将会构想出文中阐述的本发明的许多改进和其它实施例，与其相关的这些发明具有存在于前述说明和相关附图中的教导内容的益处。因此，本领域的普通技术人员将认识到的是，本发明可采用许多形式予以实施，且不应当局限于上述实施例。因此，应当理解的是，本发明不限于所公开的特定实施例，且改进和其它实施例意图包括在所附权利要求的范围内。尽管本文使用了特殊用语，但它们仅用于一般性和描述性的意义，而非出于限制的目的。

Claims (10)

1.一种用于热隔离涡轮转子轮(105)的方法(700)，所述涡轮转子轮(105)包括支承相应的涡轮叶片(110)的一对叶片支柱(125)和位于相应的叶片支柱(125)之间的腔(145)，所述方法包括：
提供(705)可操作以将所述腔(145)分隔成上部区域和下部区域的至少一个密封件(350)；以及
将所述至少一个密封件放入(710)所述腔(145)内，其中，进入所述腔(145)中的冷却空气流在至少所述下部区域(355)与至少所述上部区域(345)之间分开，以及其中，所述下部区域(355)相比于所述上部区域(345)保持在更低的温度。
2.根据权利要求1所述的方法(700)，其特征在于，所述方法还包括：
提供(715)冷却空气流源；以及
利用冷却空气对所述腔(145)加压(720)，其中，减少了进入所述腔中的热气流。
3.根据权利要求1所述的方法(700)，其特征在于，所述方法还包括：
提供至少一个盖板(165)，所述盖板(165)可操作用以覆盖所述叶片支柱(125)的一部分，且还可操作用以引导冷却空气流围绕所述至少一个盖板(165)的一部分和进入所述腔(145)中。
4.根据权利要求1所述的方法(700)，其特征在于，所述至少一个密封件(350)包括下列中的至少一个：销(505)；支架密封件(530)；板状密封件(555)；或板状密封件(555)和尾部的组件(580)。
5.一种用于热隔离涡轮转子轮(105)的系统(300)，包括：
多个涡轮叶片(110)；
多个叶片支柱(125)，其安装到所述涡轮转子轮(105)上且可操作用以支承一个或多个涡轮叶片(110)，其中，在相应的叶片支柱(125)之间形成腔(145)；以及
至少一个密封件(350)，其安装在所述腔(145)内且可操作以将所述腔分隔成上部区域(345)和下部区域(355)，其中，进入所述腔(145)中的冷却空气流在至少所述下部区域(355)与至少所述上部区域(345)之间分开，以及其中，所述下部区域(355)相比于所述上部区域(345)保持在更低的温度。
6.根据权利要求5所述的系统(300)，其特征在于，所述至少一个密封件(350)包括：
可操作用以配合在所述腔(145)内的销(505)；以及
其中，所述叶片支柱(125)还可操作用以包括用于收容所述销(505)的至少一个轮廓，以及其中，所述销(505)可操作以将所述至少一个轮廓上方的腔(145)区域分隔成所述上部区域，以及将所述至少一个轮廓下方的区域分隔成所述下部区域。
7.根据权利要求5所述的系统(300)，其特征在于，所述至少一个密封件(350)包括：
支架密封件(530)；以及
其中，所述叶片支柱(125)还可操作用以包括凸缘，所述凸缘彼此紧密邻近地交搭而形成所述支架密封件(530)，以及其中，所述支架密封件(530)可操作以将所述凸缘上方的腔(145)区域分隔成所述上部区域，以及将所述凸缘下方的区域分隔成所述下部区域。
8.根据权利要求5所述的系统(300)，其特征在于，所述至少一个密封件(350)包括：
可操作用以配合在所述叶片支柱(125)内的板状密封件(555)；以及
其中，所述叶片支柱(125)还可操作用以包括用于收容所述板状密封件(555)的至少一个槽口，以及其中，所述板状密封件(555)可操作以将所述至少一个槽口上方的腔区域分隔成所述上部区域，以及将所述至少一个槽口下方的区域分隔成所述下部区域。
9.根据权利要求5所述的系统(300)，其特征在于，所述至少一个密封件(350)包括：
可操作用以配合在所述叶片支柱(125)内的板状密封件(555)和尾部的组件(580)；以及
其中，所述叶片支柱(125)还可操作用以包括用于收容所述板状密封件(555)和尾部的组件(580)的T形槽口，以及其中，所述板状密封件(555)和尾部的组件(580)可操作以将所述T形槽口上方的腔区域分隔成所述上部区域，以及将所述至少一个槽口下方的区域分隔成所述下部区域。
10.根据权利要求5所述的系统(300)，其特征在于，所述系统还包括：
可操作用以利用冷却空气对所述腔(145)加压的冷却空气源，其中，减少了进入所述腔中的热气流。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103075201A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 通用电气公司 涡轮机盖板组件
CN104420891A (zh) * 2013-08-29 2015-03-18 阿尔斯通技术有限公司 具有径向带密封件的旋流机械的叶片
CN106968719A (zh) * 2015-12-04 2017-07-21 通用电气公司 具有径向冷却凹槽的涡轮机叶片盖板
CN108223024A (zh) * 2016-12-13 2018-06-29 通用电气公司 涡轮叶片至转子轮的转移

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8657574B2 (en) * 2010-11-04 2014-02-25 General Electric Company System and method for cooling a turbine bucket
US9771818B2 (en) 2012-12-29 2017-09-26 United Technologies Corporation Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case
FR3006366B1 (fr) * 2013-05-28 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Roue de turbine dans une turbomachine
FR3006364B1 (fr) * 2013-05-30 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Roue de turbomachine, notamment pour turbine basse pression
US9797270B2 (en) * 2013-12-23 2017-10-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Recessable damper for turbine
KR101623816B1 (ko) 2014-07-28 2016-05-25 두산중공업 주식회사 질량감소형 축방향 삽입 버킷

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5630703A (en) * 1995-12-15 1997-05-20 General Electric Company Rotor disk post cooling system
US6416284B1 (en) * 2000-11-03 2002-07-09 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
US20030161718A1 (en) * 2002-02-25 2003-08-28 Honeywell International, Inc. Thermally isolated housing in gas turbine engine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3318573A (en) * 1964-08-19 1967-05-09 Director Of Nat Aerospace Lab Apparatus for maintaining rotor disc of gas turbine engine at a low temperature
US3834831A (en) * 1973-01-23 1974-09-10 Westinghouse Electric Corp Blade shank cooling arrangement
FR2503247B1 (fr) * 1981-04-07 1985-06-14 Snecma Perfectionnements aux etages de turbine a gaz de turboreacteurs munis de moyens de refroidissement par air du disque de la roue de la turbine
US5201849A (en) * 1990-12-10 1993-04-13 General Electric Company Turbine rotor seal body
US5388962A (en) * 1993-10-15 1995-02-14 General Electric Company Turbine rotor disk post cooling system
US5415526A (en) * 1993-11-19 1995-05-16 Mercadante; Anthony J. Coolable rotor assembly
US6341939B1 (en) * 2000-07-31 2002-01-29 General Electric Company Tandem cooling turbine blade
US6776583B1 (en) * 2003-02-27 2004-08-17 General Electric Company Turbine bucket damper pin
GB0405679D0 (en) * 2004-03-13 2004-04-21 Rolls Royce Plc A mounting arrangement for turbine blades
US7189063B2 (en) * 2004-09-02 2007-03-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7090466B2 (en) * 2004-09-14 2006-08-15 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engine rotor assemblies

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5630703A (en) * 1995-12-15 1997-05-20 General Electric Company Rotor disk post cooling system
US6416284B1 (en) * 2000-11-03 2002-07-09 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
US20030161718A1 (en) * 2002-02-25 2003-08-28 Honeywell International, Inc. Thermally isolated housing in gas turbine engine

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103075201A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 通用电气公司 涡轮机盖板组件
US9217334B2 (en) 2011-10-26 2015-12-22 General Electric Company Turbine cover plate assembly
CN103075201B (zh) * 2011-10-26 2016-08-03 通用电气公司 涡轮机盖板组件
CN104420891A (zh) * 2013-08-29 2015-03-18 阿尔斯通技术有限公司 具有径向带密封件的旋流机械的叶片
US9890651B2 (en) 2013-08-29 2018-02-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Blade of a rotary flow machine with a radial strip seal
US10233766B2 (en) 2013-08-29 2019-03-19 Ansaldo Energia Switzerland AG Blade of a rotary flow machine with a radial strip seal
CN104420891B (zh) * 2013-08-29 2019-05-21 安萨尔多能源瑞士股份公司 具有径向带密封件的旋流机械的叶片
CN106968719A (zh) * 2015-12-04 2017-07-21 通用电气公司 具有径向冷却凹槽的涡轮机叶片盖板
CN106968719B (zh) * 2015-12-04 2021-05-28 通用电气公司 具有径向冷却凹槽的涡轮机叶片盖板
CN108223024A (zh) * 2016-12-13 2018-06-29 通用电气公司 涡轮叶片至转子轮的转移

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