CN102619573B - 用于冷却平台区域的装置和方法 - Google Patents

用于冷却平台区域的装置和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102619573B
CN102619573B CN201110309587.0A CN201110309587A CN102619573B CN 102619573 B CN102619573 B CN 102619573B CN 201110309587 A CN201110309587 A CN 201110309587A CN 102619573 B CN102619573 B CN 102619573B
Authority
CN
China
Prior art keywords
platform
cooling
box
slot
freezing mixture
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201110309587.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102619573A (zh
Inventor
S·E·艾利斯
X·付
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN102619573A publication Critical patent/CN102619573A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102619573B publication Critical patent/CN102619573B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/4998—Combined manufacture including applying or shaping of fluent material
    • Y10T29/49988—Metal casting
    • Y10T29/49989—Followed by cutting or removing material

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及用于冷却平台区域的装置和方法，具体而言，在涡轮转子叶片中，转子叶片在翼型件和根部之间的界面处具有平台，其中翼型件和根部包括形成于其中的内部冷却通路，其中在操作过程中，内部冷却通路包括至少高压冷却剂区域和低压冷却剂区域，平台冷却装置包括：平台槽缝、高压连接器、低压连接器和平台冷却盒，平台槽缝从穿过压力侧斜面形成的口部周向延伸；高压连接器将平台槽缝连接到内部冷却通路的高压冷却剂区域上；低压连接器将平台槽缝连接到内部冷却通路的低压冷却剂区域上；并且平台冷却盒可拆卸地接合在平台槽缝中，该平台冷却盒包括一个或更多盒冷却通道。

Description

用于冷却平台区域的装置和方法
技术领域
本申请总体涉及燃烧涡轮发动机，其如本文所用且除非另外特别说明，包括所有类型的燃烧涡轮发动机，例如用于发电的那些涡轮发动机和航空发动机。更具体地，但不作为限制，本申请涉及用于冷却涡轮转子叶片的平台区域的装置、系统和/或方法。
背景技术
燃气涡轮发动机典型地包括压缩机、燃烧器和涡轮。压缩机和涡轮通常包括多排轴向堆叠成级的翼型件或叶片。各级典型地包括一排周向间隔开的固定的定子叶片和一组围绕中心轴线或轴而旋转的周向间隔开的转子叶片。在操作中，压缩机中的转子叶片围绕轴而旋转，从而压缩空气流。压缩空气然后在燃烧器内用于燃烧燃料供给。由燃烧过程产生的热气体流通过涡轮进行膨胀，其造成转子叶片使叶片连接在其上的轴旋转。通过这种方式，包含在燃料中的能量被转换成旋转轴的机械能，其然后例如可用于使发电机的线圈旋转，从而产生电力。
参看图1和图2，涡轮转子叶片100通常包括翼型件部分或翼型件102和根部部分或根部104。翼型件102可描述为具有凸起的吸力面105和凹入的压力面106。翼型件102可进一步描述为具有前缘107和后缘108，前缘107是前面边缘，后缘108是后面边缘。根部104可被描述为具有用于将叶片100固定在转子轴上的结构(其如图所示典型地包括燕尾榫109)、翼型件102从其伸出的平台110、以及包括位于燕尾榫109和平台110之间的结构的柄部112。
如图所示，平台110可以是基本平坦的。(注意如本文使用的“平坦”意味着大致或基本上是平面的形状。例如，本领域技术人员将会懂得，平台可构造为具有略微弯曲且凸起的外侧表面，且在转子叶片的径向位置，曲率与涡轮的圆周相对应。如本文所用，该类型的平台形状被视为是平坦的，因为曲率半径足够大从而赋予平台平坦的外观。)更具体地说，平台110可具有平坦的顶侧面113，其如图1中所示可包括轴向且周向延伸的平坦表面。如图2中所示，平台110可具有平坦的下侧面114，其也可包括轴向且周向延伸的平坦表面。平台110的顶侧面113和底侧面114可形成为使得各侧面基本上彼此平行。如图所示，将会懂得平台110典型地具有薄的径向剖面，即在平台110的顶侧面113和底侧面114之间具有相对较短的径向距离。
通常，在涡轮转子叶片100上采用平台110，以形成燃气涡轮机的热气道部段的内部流道边界。平台110进一步为翼型件102提供结构支撑。在操作中，涡轮的旋转速度引起了机械负载，其产生了沿着平台110的高应力区域，该高应力区域当与高温结合时最终会造成操作缺陷的形成，例如氧化、蠕变、低循环疲劳开裂以及其它缺陷。这些缺陷当然负面地影响转子叶片100的有效寿命。将会懂得这些苛刻的操作条件，即暴露于热气道的极端温度和与旋转叶片相关的机械负载下，在设计耐用持久的转子叶片平台110方面产生了相当大的挑战，该转子平台110运行良好且制造起来成本合算。
使平台区域110更加耐用的一种常见解决方案是在操作期间利用压缩空气流或其它冷却剂冷却它，并且已知多种这些类型的平台设计。然而，本领域技术人员将会懂得，平台区域110提出了某些设计挑战，其致使难以以此方式冷却。这很大一部分是由于该区域难于使用的几何形状，因为如所述，平台110是一种外围构件，其远离转子叶片的中心核，并且典型地设计为具有结构上合理但薄的径向厚度。
为了使冷却剂循环，转子叶片100典型地包括一个或更多空心的冷却通路116(见图3，4和5)，其至少径向穿过叶片100的核芯，包括穿过根部104和翼型件102。如以下更详细所述，为了增加热交换，此类冷却通路116可形成为具有蜿蜒路径，其绕过叶片100的中心区域，但其它构造也是可行的。在操作中，冷却剂可经由形成于根部104的内侧部分中的一个或更多入口117而进入中心冷却通路。冷却剂可循环穿过叶片100，并通过形成于翼型件上的出口(未显示)和/或经由形成于根部104中的一个或更多出口(未显示)而离开。冷却剂可被加压，并且例如可包括加压空气、与水混合的加压空气、蒸汽等。在许多情况下，冷却剂是压缩空气，其从发动机的压缩机分流出来，但其它来源也是可行的。如以下更详细所述，这些冷却通路典型地包括高压冷却剂区域和低压冷却剂区域。高压冷却剂区域典型地与冷却通路的上游部分相对应，其具有较高的冷却剂压力，而低压冷却剂区域与具有相对较低的冷却剂压力的下游部分相对应。
在一些情况下，可将冷却剂从冷却通路116引导至空腔119，空腔119形成于相邻的转子叶片100的柄部112和平台110之间。从这里冷却剂可用于冷却叶片的平台区域110，在图3中显示了其一种传统的设计。这类设计典型地从其中一个冷却通路116提取空气，并使用空气对形成于柄部112/平台110之间的空腔119进行加压。一旦加压，该空腔119则将冷却剂供给穿过平台110的冷却通道。在穿过平台110之后，冷却空气可通过形成于平台110的顶侧面113中的薄膜冷却孔而离开空腔。
然而，将会懂得这种类型的传统设计具有几个缺点。第一，冷却回路没有自包含在一个部件中，因为只有在装配两个相邻的转子叶片100之后才形成冷却回路。这对安装和预安装流测试增加了极大程度的困难和复杂性。第二个缺点是形成于相邻转子叶片100之间的空腔119的完整性依赖于空腔119的周边被密封得如何。不充分的密封可能导致不充分的平台冷却和/或浪费的冷却空气。第三个缺点是热气道气体可能被摄入到空腔119或平台本身110中的内在风险。如果空腔119在操作期间没有保持在足够高的压力下这可能发生。如果空腔119的压力下降到热气道内的压力以下，热气体将被摄入到柄部空腔119或平台110本身中，这典型地会损害这些构件，因为它们没有设计为耐受暴露于热气道条件下。
图4和图5显示了用于平台冷却的另一类型的传统设计。在这种情况下，如图所示，冷却回路包含在转子叶片100内，并且不包括柄部空腔119。冷却空气从其中一个穿过叶片110芯部的冷却通路116中提取，并被引导向后穿过形成于平台110内的冷却通道120(即“平台冷却通道120”)。如若干箭头所示，冷却空气流过平台冷却通道120，并通过平台110的后缘121中的出口或沿着吸力侧边缘122设置的出口而离开。(注意在对矩形平台110的边缘或面的描述或引用中，一旦叶片100被安装，每一个边缘或面均可基于其相对于翼型件102的吸力面105和压力面106和/或发动机的前面方向和后面方向的位置而绘制轮廓。因此，如本领域技术人员将会懂得的，如图3和图4中所示，平台可包括后缘121、吸力侧边缘122、前缘124和压力侧边缘126。另外，吸力侧边缘122和压力侧边缘126还通常被称为“斜面”，并且二者之间形成的狭窄空腔在相邻的转子叶片100安装后可被称为“斜面空腔”。)
将会懂得，图4和图5的传统设计具有相对于图3的设计的优势，因为它们不受装配或安装条件方面变化的影响。然而，该性质的传统设计具有若干限制或缺陷。第一，如图所示，在翼型件102的各个侧面上只提供了单个回路，并且因而对于在平台110中的不同位置所使用的冷却空气数量具有有限控制的缺点。第二，该类型的传统设计具有通常有限的覆盖区域。虽然图5的蜿蜒路径就覆盖范围而言对于图4是一项改进，但是平台110内仍然存在未冷却的死区。第三，为了在错综复杂地形成的平台冷却通道120下获得更好的覆盖范围，制造成本会显著增加，特别是如果冷却通道具有需要铸造工艺来形成的形状。第四，这些传统的设计典型地在冷却剂使用之后以及在冷却剂完全用完之前将冷却剂倾倒至热气道中，这负面地影响了发动机的效率。第五，该性质的传统设计通常具有很少的柔韧性。也就是说，通道120形成为平台110的整体部分，并且当操作条件变化时提供很少或没有机会改变它们的功能或构造。另外，这些类型的传统设计难以修理或整修。
结果，在一个或更多重要领域缺乏传统的平台冷却设计。因此对于有效且高效地冷却涡轮转子叶片的平台区域，同时也是构造成本合算、应用灵活且耐用的改进的装置、系统和方法仍然存在需求。
发明内容
本申请因而描述了一种涡轮转子叶片中的平台冷却装置，叶片在翼型件和根部之间的界面处具有平台。翼型件和根部可包括形成于其中的内部冷却通路，其中在操作中，内部冷却通路至少包括高压冷却剂区域和低压冷却剂区域，并且沿着与翼型件的压力侧重合的边缘，该平台包括压力侧斜面。该平台冷却构造可包括：平台槽缝、高压连接器、低压连接器和平台冷却盒，平台槽缝从穿过压力侧斜面形成的口部周向延伸；高压连接器将平台槽缝连接到内部冷却通路的高压冷却剂区域；低压连接器将平台槽缝连接到内部冷却通路的低压冷却剂区域；平台冷却盒可拆卸地接合在平台槽缝内，平台冷却盒包括一个或更多盒冷却通道。
本申请进一步描述了一种在涡轮转子叶片中创建平台冷却装置的方法，叶片在翼型件和根部之间的界面处具有平台(其中翼型件和根部包括形成于其中的内部冷却通路，内部冷却通路构造成连接到穿过根部的冷却剂源上，其中内部冷却通路具有至少一个高压冷却剂区域和低压冷却剂区域，并且其中沿着与翼型件的压力侧重合的周向边缘，该平台包括压力侧斜面)。在一个实施例中，该方法包括如下步骤：在平台中形成平台槽缝，平台槽缝从形成于压力侧斜面中的口部周向延伸；从形成的平台槽缝内机械加工出高压连接器，其将平台槽缝连接到内部冷却通路的高压冷却剂区域；在形成的平台槽缝内机械加工出低压连接器，其将平台槽缝连接到内部冷却通路的低压冷却剂区域；以及形成平台冷却盒，其包括一个或更多平台冷却通道，并包括适宜安装在平台槽缝内的预定尺寸；以及安装平台冷却盒，使得平台冷却盒可拆卸地包含在平台槽缝内。平台冷却通道可构造成容许冷却剂流从高压连接器向低压连接器穿过平台冷却盒。平台冷却通道可构造成当冷却剂流穿过其中时促进在冷却剂流和平台冷却盒之间的热交换。
在查看以下结合附图和所附权利要求的优选实施例的详细说明后，本申请的这些以及其它特征将变得明显。
附图说明
通过仔细地研究以下结合附图的本发明的示例性实施例的更详细的描述，将更完整地理解和领会本发明的这些特征和其它特征，其中：
图1显示了其中可采用本发明实施例的示例性涡轮转子叶片的透视图；
图2显示了其中可采用本发明实施例的涡轮转子叶片的下侧面视图；
图3显示了相邻的涡轮转子叶片的截面图，其具有根据传统设计的冷却系统；
图4显示了涡轮转子叶片的顶视图，其具有带根据传统设计的内部冷却通道的平台；
图5显示了涡轮转子叶片的顶视图，其具有带根据备选传统设计的内部冷却通道的平台；
图6显示了根据本发明一个示例性实施例的处于拆卸状态的涡轮转子叶片和平台冷却盒的透视图；
图7显示了处于装配状态的图6的涡轮转子叶片和平台冷却盒的顶部局部横截面图；
图8显示了沿着图7的8-8的横截面图；
图9显示了沿着图7的9-9的横截面图；
图10用部分横截面图显示了根据本发明一个备选实施例的具有平台冷却盒的涡轮转子叶片的顶部；
图11用部分横截面图显示了根据本发明一个备选实施例的具有平台冷却盒的涡轮转子叶片的顶部；且
图12是根据本申请一个实施例的创建平台冷却装置的典型方法。
零部件列表
100涡轮转子叶片
102翼型件
104根部
105吸力面
106压力面
107前缘
108后缘
109燕尾榫
110平台
112柄部
113平台顶侧面
114平台下侧面
116冷却通路
117入口
119空腔
120平台冷却通道
121后缘
122吸力侧斜面
124前面边缘
126压力侧斜面
130平台冷却盒
134平台槽缝
136外表面
138盒冷却通道
145高压气室
146低压气室
148高压连接器
149低压连接器
151销
155多孔材料
156冷却孔
具体实施方式
将会懂得，通过冷却剂的内部循环进行冷却的涡轮叶片典型地包括内部冷却通路116，其从根部径向向外延伸，穿过平台区域，并进入翼型件，如上面关于若干传统的冷却设计所述。将会懂得本发明的某些实施例可结合传统的冷却剂通路来使用，以增强或使能有效的主动平台冷却，并且本发明将结合常见设计进行讨论：内部冷却通路116具有盘绕或蜿蜒构造。如图7，10和11中所示，蜿蜒路径典型地构造成容许冷却剂的单向流动，并且包括促进在冷却剂和周围转子叶片100之间的热交换的特征。在操作中，加压的冷却剂经过穿过根部104形成的连接而供给内部冷却通路116，加压的冷却剂典型地是从压缩机放出的压缩空气(但其它类型的冷却剂，例如蒸汽也可与本发明的实施例一起使用)。该压力驱动冷却剂穿过内部冷却通路116，并且冷却剂使来自周围壁的热量对流。
当冷却剂穿过冷却通路116时，将会理解的是其损失了压力，且内部冷却通路116的上游部分中的冷却剂具有比下游部分中的冷却剂更高的压力。如以下更详细所述，此压力差可用于驱动冷却剂跨越或穿过形成于平台中的冷却通路。将会懂得本发明可用于具有不同构造的内部冷却通路的转子叶片100中，并且不限于具有蜿蜒形状的内部冷却通路。因此，如本文使用的术语“内部冷却通路”或“冷却通路”意味着包括通过其可使冷却剂在转子叶片中循环的任何通路或空心通道。如本文提供的，本发明的内部冷却通路116至少延伸至平台116的大致径向高度，并且可包括至少一个相对较高的冷却剂压力的区域(其在后文中被称为“高压区域”，并且在一些情况下可以是蜿蜒通路内的上游部段)和至少一个相对较低的冷却剂压力的区域(其在后文中被称为“低压区域”，并且相对于高压区域，其可以是蜿蜒通路内的下游部段)。
通常，传统的内部冷却通路116的各种设计有效地为转子叶片100内的某些区域提供主动冷却。然而，本领域技术人员将会懂得，平台区域证明更具挑战性。这至少部分地是由于平台难于使用的几何形状——即，其狭窄的径向高度和其伸出转子叶片100的核芯或主体之外的方式。然而，假定其暴露于热气道的极端温度和高机械负载下，则平台的冷却需求是相当大的。如上所述，传统的平台冷却设计是低效的，因为它们未能解决该区域的特殊挑战，其对于冷却剂的使用是低效的，并且/或者制造昂贵。
再次参照附图，图6至图11提供了本发明的示例性实施例的若干个视图。如图所示，本发明通常包括在涡轮转子叶片100内的可拆卸的平台冷却盒130。更具体地，转子叶片100的平台110可包括平台槽缝134，其形成为使得冷却盒130配合在其中。如图所示，在一个示例性实施例中，平台槽缝134可穿过压力侧斜面或边缘126而形成(但沿着平台110的其它边缘的其它位置也是可行的，例如吸力侧斜面122)。平台槽缝134可具有矩形的口部。如图所示，口部可构造为使得其在径向方向上相对较薄，并且在轴向方向上相对较宽。将会懂得，平台槽缝134从口部周向延伸到平台110中，从而在其中形成空腔。
平台冷却盒130可具有薄盘状形状，并且可构造为使得其紧密地配合在平台槽缝134内。如以下更详细所述，冷却盒130可包括多个冷却通道138。另外，冷却盒130可具有平坦的矩形外表面136，一旦冷却盒130被恰当地安装在平台槽缝134内，该外表面136基本上覆盖、阻塞或密封平台槽缝134的口部。在一些优选的实施例中，如以下更详细所述，外表面136防止冷却剂通过平台槽缝134的口部而离开叶片100。
如上所述，平台110可包括整体形成的平台槽缝134。平台槽缝134的形状可变化。在一个优选的实施例中，如图6中所示，平台槽缝134可周向地从压力侧斜面或边缘126延伸。在该优选实施例中，平台槽缝134随着其从斜面126中的口部朝着平台110的中心延伸而缩窄。该缩窄可通常与弯曲的轮廓相对应，该轮廓形成于翼型件102的压力面106和平台110的结合部(“轮廓”指图7，10和11的透视图)。因此，平台槽缝134可具有弯曲的内壁或后壁，其在形状和位置上与翼型件102的压力面106的轮廓的弯曲形状紧密相关。更具体地，后壁可为从靠近平台槽缝134口部前缘的前面位置至靠近口部后缘的后面位置的弧形。对本领域技术人员应该明显的是，还可采用平台槽缝134的其它构造。然而，将会懂得图6至图11的优选实施例的平台槽缝134可用于为基本上平台110的压力侧的所有部分有效地提供冷却覆盖。本领域技术人员将会懂得，其它性能优势是可能的。
冷却盒130和平台槽缝134可构造为使得一旦装配好就可在平台槽缝134内形成一个或多个气室145，146。更具体地，气室145，146形成于冷却盒130的外壁和平台槽缝134的内壁之间。如图7中所示，气室可包括高压气室145，其在所示的实施例中沿着平台槽缝134的前面区域而形成。并且还如图6中所示，低压气室146可沿着平台槽缝134的后面区域形成。以下将更详细地讨论气室145，146的功能。
如图7中所示，可提供两个连接器，即高压连接器148和低压连接器149，以按任何期望的方式将内部冷却通路116连接到平台槽缝134上。虽然没有特别指出，但将会懂得以下操作的描述假定内部冷却通路116的上游部分朝向涡轮叶片100的前缘107存在，而且内部冷却通路116的下游部分朝向涡轮叶片100的后缘108存在。(然而，该构造对于本发明的实践不是必须的而只是示范性的。)在操作中，冷却剂可在靠近翼型件102的前缘107的位置进入内部冷却通路116，并且随着冷却剂沿向后方向蜿蜒流动时交替地径向向外/向内流过内部冷却通路116。如图所示，高压连接器148可构造为使得内部冷却通路116的上游(和较高压力)部分与平台槽缝134的预定部分保持流体连通，其如上所述可被称为高压气室145。低压连接器148可构造为使得冷却通路的下游部分与平台槽缝134的预定部分保持流体连通，其如上所述可被称为低压气室146。(将会懂得，在一些实施例中，高压气室145和低压气室146可以不存在。)
盒130可牢固地装配到槽缝134中。这可通过过盈配合，例如冷作硬化，或通过焊接、钎焊或其它传统的装配方法来完成。然而，因为盒130没有集成在转子叶片100的平台110上，所以盒130对于给定的任何这些类型的连接仍保持为可拆卸(即，能够被除去，以便重复使用、修理、调整、检查和重新连接以便继续使用或用另一新的或改进的盒130替代)。如上所述，一旦安装了平台冷却盒130，就可通过传统方法密封平台槽缝134的口部。这可通过防止或阻碍或计量穿过斜面的泄漏，和/或冷却剂在此位置逸出到热气道中来完成。在其它实施例中，如以下更详细所述，还可提供连接在盒冷却通道138上的冷却孔。将会懂得，防止穿过压力侧斜面126的泄漏意味着基本上所有流过平台槽缝134的冷却剂都被引导回到内部冷却通路116中，在这里其可进一步用于冷却叶片100的其它区域或以一些其它方式利用。
为了冷却平台，平台冷却盒130通常包括一个或更多冷却通道138，其容许冷却剂流过冷却盒130，并且通常位于高压连接器148和低压连接器149之间。该流动受到这两个区域之间的压力差的驱动。通常，冷却通道138构造为使得穿过其中的冷却剂流促进除去来自平台110的热量。图6至图11提供了冷却通道138的一个优选实施例的若干视图。虽然本文描述了平台冷却通道138的若干个优选实施例，但是将会懂得，本发明并不限于此，而且可以成功地使用其它构造的冷却通道138。如图所示，在一个优选的实施例中，盒130可包括多个轴向定向的平行的冷却通道138，其从高压气室145延伸至低压气室146。当冷却剂跨越平台槽缝134并穿过冷却通道138时，如此形成的冷却通道138促进通过平台110的该区域的对流冷却。特别地，冷却剂使热量对流远离冷却盒130的壁，而冷却盒130又将热量从平台110的周围区域传导走。
如上所述，冷却盒130和平台槽缝134可构造为使得在装配时，在平台槽缝134内的预定位置处形成两个独立的间隙或气室，即高压气室145和低压气室146。通常，两个气室145，146包括空隙或歧管，其由冷却盒130的外表面和平台槽缝134的弯曲后壁或内壁限定，其在图7和图10中最佳示出。将会懂得，在本发明的某些实施例中，其中一个或多个所述气室可能不存在。在此类实施例中，例如，从高压连接器148流出的冷却剂将在进入平台槽缝134时直接流入到冷却通道138中；或者，例如，流入到低压连接器149中的冷却剂将直接从冷却通道138中流出，而不首先流过低压气室146。
高压气室145可沿着平台槽缝134的内壁的前面部分定位，起始于刚好口部内的位置，并且终止于刚好内壁的中心或中点之前。低压气室146可沿着平台槽缝134的内壁的后面部分定位，起始于刚好口部内的位置，并且终止于刚好内壁的中心或中点之后。将会懂得平台冷却盒130构造为使得所产生的气室145，146被冷却盒130的至少一部分间隔开。虽然一些冷却剂可绕过冷却盒130，但该构造需要至少一些跨越平台槽缝134的冷却剂流过至少一部分盒冷却通道138。在一些实施例中，冷却盒130可构造为使得基本上所有冷却剂流过它(即，防止基本上所有冷却剂绕过平台冷却盒130)。
如图所示，高压气室145经由高压连接器148连接到内部冷却通路116的上游部分上，而低压气室146经由低压连接器149连接到内部冷却通路116的下游部分上。以这种方式，高压气室145接受冷却剂的供给，其然后通过盒冷却通道138而被供应至低压气室146。低压气室146又提供其中可收集冷却剂的歧管，以及通过低压连接器149的出口，通过该出口，冷却剂可离开平台槽缝134。如上所述，此出口使冷却剂返回到涡轮转子叶片100内的内部冷却通路116，这容许冷却剂用于冷却涡轮叶片100的其它区域或其它下游应用。
图10提供了根据本申请的另一优选实施例的备选平台冷却盒130。在这种情况下，冷却盒130可在平坦且平行的盒底板和盒顶板之间限定空腔。也就是说，盒底板和顶板大致彼此相对，跨越具有相对较恒定的高度或径向间隙的空腔。冷却盒130还可包括多个销151，其沿大致径向方向在盒130的底板和顶板之间延伸。将会懂得，在销151之间限定了盒冷却通道138。销151可构造为使得在流过盒130的冷却剂和盒130之间的热交换被加强。更具体地，销151可由高传导性材料构造而成，并且提供了可通过其与冷却剂交换热量的增加的表面积。另外，销151可通过平台冷却盒130而产生湍流。将会懂得，湍动的非层流引起冷却剂和盒130的表面之间更大的热传递。图10中所提供的若干个箭头描绘了冷却剂可如何流过本冷却构造。如图所示，冷却剂可从内部冷却通路116的上游部分流向高压连接器148、高压气室145、穿过盒冷却通道138而流向低压气室146、低压连接器149，并且最后在其下游部分返回至内部冷却通路116。在其它方面，平台冷却盒130可与本文论述的其它示例性实施例类似地构造和实施。
图11提供了根据本申请的另一优选实施例的备选平台冷却盒130。在这种情况下，冷却盒130包括多孔材料155，其孔隙提供了穿过盒130的冷却通道。在优选的实施例中，多孔材料155包括其中一种以下材料：金属密集网、金属海绵、合成材料和陶瓷。还可使用包括相似的孔隙并且能够充分地承受燃烧涡轮发动机的苛刻环境的其它传统材料。多孔材料155可夹在平台槽缝134的顶板/底板之间，或者在其它实施例中，多孔材料155可夹在盒130本身的薄顶板/底板之间。如之前所述，可形成气室145，146，其有助于将冷却剂传送许多孔中/从许多孔中收集冷却剂，这些孔沿着盒130的周边定位。外表面136可钎焊在平台槽缝134的口部上，使得平台槽缝134被密封。以这种方式，多孔介质和冷却剂都包含在平台槽缝134内，并且可防止、极大地减少或计量冷却剂的泄漏。如之前所述，冷却剂可从内部冷却通路116的上游部分提取，并经由高压连接器148和高压气室145(如果存在)而被引导至多孔材料155中。然后，出现于多孔材料155的另一侧的返回的冷却剂可经由低压气室146和低压连接器149而被引导回到内部冷却通路116。将会懂得，由于许多多孔介质中典型的每单位体积大的热传递表面积以及多孔材料中发生热交换的方式——即通过对流、传导和辐射——在本发明的实施例内，可使用多孔材料来极大地改善热交换性能。
图11显示了本发明的另一方面。在一些优选的实施例中，可提供一个或更多冷却孔156。如图所示，冷却孔156可包括通道，其在操作期间释放期望部分的流过出口的冷却剂，该出口穿过压力侧斜面126(或者未显示地，穿过平台110的顶侧面113或下侧面114)而形成。冷却孔156可以是狭窄的，使得释放的冷却剂以一定的速度逆着相邻的涡轮叶片100的斜面冲击和被引导，这通常提高了其冷却效率。将会懂得，斜面空腔和限定它们的斜面是平台110难以冷却的区域，而且斜面冷却孔156可以是完成此任务的一种有效途径。虽然未显示，但是将会懂得，冷却孔156可用于图7和图10的实施例中，因为它们可构造成连接到其中一个或更多盒冷却通道138上，或者更一般地连接到平台槽缝134上。在其它方面，图11的平台冷却盒130可与本文论述的其它示例性实施例类似地构造并实施。
本发明还包括一种以成本合算的方式在涡轮转子叶片的平台区域内有效地形成高效的内部冷却通道的新颖方法。参照图12的流程图200，作为起始步骤202，在平台110的压力侧斜面126中可形成平台槽缝134。因为平台槽缝134的相对不复杂的形状，其可利用传统的机械加工或简化的铸造工艺而成本合算地成形。因而，虽然本发明可用于形成复杂的冷却通道的阵列，其为平台区域提供了广泛的覆盖范围，但是可避免典型地用于此类复杂设计的昂贵的铸造过程。一旦形成平台槽缝134，这在步骤204可利用传统的相对较不复杂的机械加工工艺而产生高压连接器148和低压连接器149。更具体地，假定通过平台槽缝134的形成提供进入，则通过传统的瞄准线式机械加工或钻孔工艺可形成连接器148，149。
单独地，在步骤206可形成平台冷却盒130，使其尺寸设置为适宜地对应于平台槽缝134的尺寸。作为该步骤的一部分，冷却通道138可形成于盒130内。这些可利用机械加工工艺、简化的铸造工艺或两者的组合而构造。将会懂得，同作为转子叶片100的整体构件而形成相同的冷却通道138的备选方式相比，在单独的盒构件中制造冷却通道138将显著地降低复杂性和成本。最后在步骤208，则可利用传统方法，例如通过机械干涉、焊接、钎焊等而将冷却盒130安装在平台槽缝134内。
在操作中，本发明的冷却装置可如下所述起作用。流过内部冷却通路116的冷却剂供给的一部分通过高压连接器148进入高压气室145。高压气室145通常提供可通过其为多个盒冷却通道138供给冷却剂的腔室。通过这种方式，单个歧管(即高压连接器148)可有效地供给许多更小的冷却通道(即若干个盒冷却通道138)。冷却剂然后可穿过冷却通道138并收集在低压气室146中。低压气室146通常提供了其中来自多个盒冷却通道138的冷却剂可被收集并供应到单个出口(即低压连接器149)中的腔室。当其穿过冷却通道138时，冷却剂可使来自平台冷却盒130的热量对流，并且盒130又可传导来自周围平台110的热量，从而冷却它。
通过这种方式，本发明的平台冷却装置从内部冷却通路116中提取一部分冷却剂，使用冷却剂除去来自平台110的热量，之后使冷却剂返回到内部冷却通路116，在这里可进一步使用冷却剂。本发明提供了一种主动冷却燃烧涡轮转子叶片的平台区域的机构。如上所述，该区域典型地难以冷却，并且对于给定的该区域的机械负载，其是随着点火温度的增加而接受高损害的位置。因此，此类主动式平台冷却是一种在寻求更高的点火温度、增加的输出和更大的效率时重要的可行技术。
此外，将会懂得，本申请的可拆卸的平台冷却盒130在重新设计、重新构造和/或改装现有叶片中的平台冷却装置方面可提供极大的灵活性。例如，如果操作条件变化或穿过平台区域需要更大的冷却时，那么平台冷却盒130容许穿过平台110的冷却回路以成本合算且便利的方式进行更换。另外，该可更换的结构在平台冷却装置的测试期间是相当有利的，因为可在不需要构造整个涡轮叶片来测试各种备选方案的条件下测试备选设计。盒结构还容许简化具有复杂几何形状的平台冷却通道的制造。而在之前，复杂的几何形状必然意味着昂贵的铸造工艺，本申请教导了借其可通过简化的机械加工和/或铸造工艺而形成复杂设计的冷却通道的方法。最后，在一些实施例中，本申请教导了借其可利用内部通道冷却平台110的方法，内部通道不从平台110本身直接排气至热气道中。如上所述，冷却剂的此“再循环”总体提高了其使用效率，其提高了发动机的效率。
本领域技术人员将会懂得，可进一步选择性地应用上面参照若干个典型实施例所描述的许多变化的特征和构造，以形成本发明其它可能的实施例。出于简洁起见，并且考虑到本领域技术人员的能力，没有详细地提供或论述所有可能的迭代，但是被所附若干权利要求所包含的所有组合和可能的实施例都应是本申请的一部分。另外，从本发明的若干典型实施例的上述描述中，本领域中的技术人员将想到改善、变化和修改。这种本技术领域中的改善、变化和修改还应被所附权利要求所覆盖。此外，还应该明白前述只涉及本申请的所述实施例，并且在不脱离以下权利要求和其等效物所限定的本申请的精神和范围内，这里可做出许多变化和修改。

Claims (12)

1. 一种涡轮转子叶片(100)中的平台冷却装置，所述转子叶片(100)在翼型件(102)和根部(104)之间的界面处具有平台(110)，其中所述转子叶片(100)包括形成于其中的内部冷却通路(116)，所述内部冷却通路(116)从与所述根部(104)的冷却剂源的连接处延伸到所述平台(110)的至少径向高度，其中在操作中，所述内部冷却通路(116)包括高压冷却剂区域和低压冷却剂区域，沿着与所述翼型件(102)的压力侧(106)相重合的侧面，所述平台(110)的压力侧包括从所述翼型件(102)周向延伸至压力侧斜面(126)的顶侧面(113)，并且沿着与所述翼型件(102)的吸力侧(105)相重合的侧面，所述平台(110)的吸力侧包括从所述翼型件(102)周向延伸至吸力侧斜面(122)的顶侧面(113)，所述平台冷却装置包括：
平台槽缝(134)，其从穿过所述压力侧斜面(126)和所述吸力侧斜面(122)的其中一个斜面形成的口部而周向延伸；
高压连接器(148)，其将所述平台槽缝(134)连接到所述内部冷却通路(116)的所述高压冷却剂区域上；
低压连接器(149)，其将所述平台槽缝(134)连接到所述内部冷却通路(116)的所述低压冷却剂区域上；和
平台冷却盒(130)，其可拆卸地接合在所述平台槽缝(134)内，所述平台冷却盒(130)包括一个或更多盒冷却通道(138)。
2. 根据权利要求1所述的平台冷却装置，其特征在于：
所述平台槽缝(134)的口部穿过所述压力侧斜面(126)而形成；
所述平台(110)包括平行于平坦的下侧面(114)的平坦的顶侧面(113)；且
所述盒冷却通道(138)构造成在操作期间引导冷却剂穿越所述平台槽缝(134)而从所述高压连接器(148)流向所述低压连接器(149)；
所述高压连接器(148)连接到所述平台槽缝(134)上的位置跨越所述平台槽缝(134)的至少极大部分而与所述低压连接器(149)连接到所述平台槽缝(134)上的位置相反；且
所述盒冷却通道(138)包括热传递结构，所述热传递结构在操作中促进当冷却剂流穿过所述平台冷却盒(130)时在所述冷却剂和所述平台冷却盒(130)之间的热传递。
3. 根据权利要求2所述的平台冷却装置，其特征在于，所述平台冷却盒(130)和所述平台槽缝(134)构造为使得：
在装配后，在所述平台冷却盒(130)的外壁的第一部段和所述平台槽缝(134)的内壁的第一部段之间形成高压气室(145)；
在所述平台冷却盒(130)的外壁的第二部段和所述平台槽缝(134)的内壁的第二部段之间形成低压气室(146)；
其中在所述高压气室(145)内的一位置处，所述高压连接器(148)连接到所述平台槽缝(134)上；并且其中在所述低压气室(146)内的一位置处，所述低压连接器(149)连接到所述平台槽缝(134)上；且
其中所述盒冷却通道(138)在所述平台冷却盒(130)的外壁的第一部段和所述平台冷却盒(130)的外壁的第二部段之间延伸。
4. 根据权利要求3所述的平台冷却装置，其特征在于，所述平台槽缝(134)包括通常与所述口部相对的后壁，所述后壁从所述口部的前缘附近的前面位置成弧形延伸至所述口部的后缘附近的后面位置；且
其中在所述翼型件(102)的压力侧(106)与所述平台(110)相交的地方，所述弧形的轮廓在形状和位置上与所述翼型件(102)的压力侧(106)的轮廓相对应。
5. 根据权利要求4所述的平台冷却装置，其特征在于，所述高压气室(145)沿着所述后壁的前面部分而定位，其起始于刚好所述口部的内部，并沿着所述后壁而延伸至刚好所述后壁的轴向中点之前的位置；且
其中所述低压气室(146)沿着所述后壁的后面部分而定位，其起始于刚好所述口部的内部，并沿着所述后壁而延伸至刚好所述后壁的轴向中点之后的位置。
6. 根据权利要求2所述的平台冷却装置，其特征在于，所述平台冷却盒(130)包括外表面(136)，所述外表面(136)在装配后阻塞了所述平台槽缝134的口部；
其中在装配后，所述外表面(136)居于相对于所述压力侧斜面(126)齐平的位置；
其中连接在所述盒冷却通道(138)上的多个冷却孔(156)被限定穿过所述外表面(136)，所述冷却孔(156)构造成引导一部分冷却剂流过所述平台冷却盒(130)而进入到形成于相邻转子叶片(100)之间的斜面空腔中；且
其中所述冷却孔(156)构造为具有预定的流通面积，所述预定的流通面积对应于期望的冷却剂冲击特性。
7. 根据权利要求2所述的平台冷却装置，其特征在于，外表面(136)包括密封件，所述密封件在操作中防止冷却剂通过所述口部而离开所述平台槽缝(134)；且
其中所述平台槽缝(134)和所述盒冷却通道(138)构造为使得在使用中，流过所述平台槽缝(134)的所有冷却剂返回至所述内部冷却通路(116)。
8. 根据权利要求3所述的平台冷却装置，其特征在于，所述热传递结构包括多个平行的冷却通路，所述多个平行的冷却通路布置为跨越所述平台槽缝(134)而从所述高压气室(145)延伸至所述低压气室(146)。
9. 根据权利要求3所述的平台冷却装置，其特征在于，所述平台槽缝(134)包括平坦的顶板和平坦的底板，其居于距彼此恒定的径向高度上，并且定向为使得所述平坦的顶板和平坦的底板中的每一个平行于所述平台(110)；
其中所述平台冷却盒(130)包括恒定的径向高度；且
其中所述平台冷却盒(130)的恒定的径向高度正好小于所述平台槽缝(134)的恒定的径向高度，使得在装配后，所述平台冷却盒(130)紧密地插入到所述平台槽缝(134)中。
10. 根据权利要求2所述的平台冷却装置，其特征在于，所述平台冷却盒(130)包括限定在平坦的盒底板和平坦的盒顶板之间的空腔；
其中多个销(151)从所述盒底板延伸至所述盒顶板；且
其中所述盒冷却通道(138)包括形成于多个销(151)之间的通道。
11. 根据权利要求2所述的平台冷却装置，其特征在于，所述平台冷却盒(130)包括多孔材料(155)，所述多孔材料(155)定位成使得在使用中，从所述高压连接器(148)流向所述低压连接器(149)的冷却剂的至少一部分穿过所述多孔材料(155)；且
其中所述多孔材料(155)的孔隙形成了所述盒冷却通道(138)。
12. 根据权利要求2所述的平台冷却装置，其特征在于，所述盒冷却通道(138)包括蜿蜒的冷却通道，所述蜿蜒的冷却通道限定了位于所述高压连接器(148)至所述低压连接器(149)之间的盘绕路径。
CN201110309587.0A 2010-09-30 2011-09-30 用于冷却平台区域的装置和方法 Active CN102619573B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/894,914 US8814517B2 (en) 2010-09-30 2010-09-30 Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US12/894914 2010-09-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102619573A CN102619573A (zh) 2012-08-01
CN102619573B true CN102619573B (zh) 2015-06-17

Family

ID=45832653

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110309587.0A Active CN102619573B (zh) 2010-09-30 2011-09-30 用于冷却平台区域的装置和方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8814517B2 (zh)
JP (1) JP5898899B2 (zh)
CN (1) CN102619573B (zh)
CH (1) CH703874B1 (zh)
DE (1) DE102011053761B4 (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8684664B2 (en) * 2010-09-30 2014-04-01 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8814518B2 (en) * 2010-10-29 2014-08-26 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US9382801B2 (en) 2014-02-26 2016-07-05 General Electric Company Method for removing a rotor bucket from a turbomachine rotor wheel
US20160146016A1 (en) * 2014-11-24 2016-05-26 General Electric Company Rotor rim impingement cooling
US10190595B2 (en) * 2015-09-15 2019-01-29 General Electric Company Gas turbine engine blade platform modification
EP3287596A1 (en) * 2016-08-25 2018-02-28 Siemens Aktiengesellschaft A platform cooling device for a blade of a turbomachine and a turbomachine arrangement
US10323520B2 (en) 2017-06-13 2019-06-18 General Electric Company Platform cooling arrangement in a turbine rotor blade
US20180355725A1 (en) * 2017-06-13 2018-12-13 General Electric Company Platform cooling arrangement in a turbine component and a method of creating a platform cooling arrangement

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1994017285A1 (en) * 1993-01-21 1994-08-04 United Technologies Corporation Turbine vane having dedicated inner platform cooling
CN1162345A (zh) * 1994-10-31 1997-10-15 西屋电气公司 带受冷却平台的燃气涡轮叶片
JP2005146858A (ja) * 2003-11-11 2005-06-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
CN1651736A (zh) * 2004-02-03 2005-08-10 联合工艺公司 微型回路平台
CN1749532A (zh) * 2004-09-15 2006-03-22 通用电气公司 冷却涡轮叶片台座的设备和方法
CN1869410A (zh) * 2005-05-23 2006-11-29 联合工艺公司 涡轮螺旋桨平台冷却回路
CN101025091A (zh) * 2006-02-24 2007-08-29 通用电气公司 叶片平台冷却回路和方法
CN101037947A (zh) * 2005-12-08 2007-09-19 通用电气公司 减振冷却的涡轮机叶片
US7695247B1 (en) * 2006-09-01 2010-04-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade platform with near-wall cooling

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3950114A (en) 1968-02-23 1976-04-13 General Motors Corporation Turbine blade
GB1605297A (en) 1977-05-05 1988-06-08 Rolls Royce Nozzle guide vane structure for a gas turbine engine
US4712979A (en) 1985-11-13 1987-12-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-retained platform cooling plate for turbine vane
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means
US4902198A (en) * 1988-08-31 1990-02-20 Westinghouse Electric Corp. Apparatus for film cooling of turbine van shrouds
US5813835A (en) 1991-08-19 1998-09-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Air-cooled turbine blade
US5340278A (en) 1992-11-24 1994-08-23 United Technologies Corporation Rotor blade with integral platform and a fillet cooling passage
US5382135A (en) 1992-11-24 1995-01-17 United Technologies Corporation Rotor blade with cooled integral platform
KR100364183B1 (ko) 1994-10-31 2003-02-19 웨스팅하우스 일렉트릭 코포레이션 냉각된플랫폼을구비한가스터빈블레이드
US6703672B1 (en) 1995-09-29 2004-03-09 Intel Corporation Polysilicon/amorphous silicon composite gate electrode
JP3426881B2 (ja) * 1996-12-05 2003-07-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼
JP3411775B2 (ja) 1997-03-10 2003-06-03 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
JP3457831B2 (ja) * 1997-03-17 2003-10-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼の冷却プラットフォーム
JP3276305B2 (ja) * 1997-05-01 2002-04-22 三菱重工業株式会社 ガスタービンの冷却静翼
JPH1122404A (ja) * 1997-07-03 1999-01-26 Hitachi Ltd ガスタービン及びその動翼
JPH11166401A (ja) * 1997-12-03 1999-06-22 Toshiba Corp ガスタービン冷却翼
CA2262064C (en) 1998-02-23 2002-09-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade platform
US6190130B1 (en) 1998-03-03 2001-02-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade platform
CA2231988C (en) * 1998-03-12 2002-05-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
JP3421271B2 (ja) 1999-03-01 2003-06-30 株式会社キャットアイ 係合装置
ATE483098T1 (de) 1999-09-24 2010-10-15 Gen Electric Gasturbinenschaufel mit prallgekühlter plattform
FR2810365B1 (fr) * 2000-06-15 2002-10-11 Snecma Moteurs Systeme de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposees
US6478540B2 (en) 2000-12-19 2002-11-12 General Electric Company Bucket platform cooling scheme and related method
US7125225B2 (en) * 2004-02-04 2006-10-24 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
EP1566519A1 (de) 2004-02-23 2005-08-24 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperatur-Komponente für eine Strömungsmaschine und eine Strömungsmaschine
US7198467B2 (en) 2004-07-30 2007-04-03 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7147439B2 (en) 2004-09-15 2006-12-12 General Electric Company Apparatus and methods for cooling turbine bucket platforms
EP1789654B1 (de) * 2004-09-16 2017-08-23 General Electric Technology GmbH Strömungsmaschinenschaufel mit fluidisch gekühltem deckband
JP2006188962A (ja) * 2004-12-28 2006-07-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン高温部品の冷却構造
US20060269409A1 (en) 2005-05-27 2006-11-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade having a platform, a method of forming the moving blade, a sealing plate, and a gas turbine having these elements
US7513738B2 (en) 2006-02-15 2009-04-07 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7862291B2 (en) * 2007-02-08 2011-01-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling scheme
US8016546B2 (en) * 2007-07-24 2011-09-13 United Technologies Corp. Systems and methods for providing vane platform cooling
US8240981B2 (en) * 2007-11-02 2012-08-14 United Technologies Corporation Turbine airfoil with platform cooling
JP4764474B2 (ja) * 2008-12-10 2011-09-07 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US8052378B2 (en) * 2009-03-18 2011-11-08 General Electric Company Film-cooling augmentation device and turbine airfoil incorporating the same

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1994017285A1 (en) * 1993-01-21 1994-08-04 United Technologies Corporation Turbine vane having dedicated inner platform cooling
CN1162345A (zh) * 1994-10-31 1997-10-15 西屋电气公司 带受冷却平台的燃气涡轮叶片
JP2005146858A (ja) * 2003-11-11 2005-06-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
CN1651736A (zh) * 2004-02-03 2005-08-10 联合工艺公司 微型回路平台
CN1749532A (zh) * 2004-09-15 2006-03-22 通用电气公司 冷却涡轮叶片台座的设备和方法
CN1869410A (zh) * 2005-05-23 2006-11-29 联合工艺公司 涡轮螺旋桨平台冷却回路
CN101037947A (zh) * 2005-12-08 2007-09-19 通用电气公司 减振冷却的涡轮机叶片
CN101025091A (zh) * 2006-02-24 2007-08-29 通用电气公司 叶片平台冷却回路和方法
US7695247B1 (en) * 2006-09-01 2010-04-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade platform with near-wall cooling

Also Published As

Publication number Publication date
JP5898899B2 (ja) 2016-04-06
DE102011053761A1 (de) 2012-04-05
US8814517B2 (en) 2014-08-26
CN102619573A (zh) 2012-08-01
US20120082565A1 (en) 2012-04-05
CH703874B1 (de) 2015-12-15
JP2012077746A (ja) 2012-04-19
CH703874A2 (de) 2012-03-30
DE102011053761B4 (de) 2022-02-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102619573B (zh) 用于冷却平台区域的装置和方法
JP6030826B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置および方法
CN102444431B (zh) 用于冷却涡轮转子叶片平台区的装置与方法
US8777568B2 (en) Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
CN102454428B (zh) 用于冷却涡轮机转子叶片的平台区域的装置和方法
US8734111B2 (en) Platform cooling passages and methods for creating platform cooling passages in turbine rotor blades
CN102444432B (zh) 用于冷却涡轮转子叶片平台区的装置与方法
US9249673B2 (en) Turbine rotor blade platform cooling
JP5898898B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
CN103184895B (zh) 涡轮机转子叶片平台冷却装置
RU2605165C2 (ru) Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины и способ создания этого устройства охлаждения
US8636471B2 (en) Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
JP2012102726A (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置、システム、及び方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240102

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.