CN103089330B - 一种涡轮机系统以及用于该系统的叶片组件 - Google Patents
一种涡轮机系统以及用于该系统的叶片组件 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103089330B CN103089330B CN201210434187.7A CN201210434187A CN103089330B CN 103089330 B CN103089330 B CN 103089330B CN 201210434187 A CN201210434187 A CN 201210434187A CN 103089330 B CN103089330 B CN 103089330B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- cooling circuit
- platform
- passage
- blade assembly
- plane
- 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
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 119
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 24
- 230000008676 import Effects 0.000 claims description 8
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 24
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 238000007634 remodeling Methods 0.000 description 2
- WYTGDNHDOZPMIW-RCBQFDQVSA-N alstonine Natural products C1=CC2=C3C=CC=CC3=NC2=C2N1C[C@H]1[C@H](C)OC=C(C(=O)OC)[C@H]1C2 WYTGDNHDOZPMIW-RCBQFDQVSA-N 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
- F01D5/12—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
- F01D5/187—Convection cooling
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明公开一种用于涡轮机系统的叶片组件。该叶片组件包括：主体，该主体具有外部表面并且限定主冷却回路；以及平台，该平台包绕主体并且至少部分地限定平台冷却回路。平台包括前部和后部，所述前部和后部均在压力侧斜面与吸力侧斜面之间延伸。平台进一步包括前面、后面、和顶面。该叶片组件进一步包括通道，该通道大体在平台冷却回路与压力侧斜面之间被限定在平台中，并且与主冷却回路或平台冷却回路中的一个冷却回路流体连通。
Description
技术领域
本说明书中所公开的主题总体涉及涡轮机系统，并且更具体地涉及用于涡轮机系统的叶片组件。
背景技术
涡轮机系统广泛用于例如发电的领域中。例如，传统的燃气涡轮机系统包括压缩机、燃烧器、和涡轮。在燃气涡轮机系统操作期间，系统中的各种部件经受高温流，从而会造成部件故障。由于温度较高的流通常使得燃气涡轮机系统的性能、效率、和功率提高，因此必须对经受高温流的部件进行冷却，以允许燃气涡轮机系统在升高的温度下进行操作。
用于对各种燃气涡轮机系统部件进行冷却的各种策略是本领域内已知的。例如，冷却介质可以从压缩机出发并且被提供给各种部件。在系统的压缩机和涡轮部段中，冷却介质可以用于对各种压缩机和涡轮部件进行冷却。
叶片是必须进行冷却的热气体路径的一个示例。例如，叶片的各个部分(例如翼型、平台、柄、和燕尾榫)布置在热气体路径中并且暴露于相对较高的温度，并且因此需要进行冷却。各种冷却通道和冷却回路可以被限定在叶片的各部分中，并且冷却介质可以流过各冷却通道和冷却回路，以对叶片进行冷却。
然而，在许多已知的叶片中，尽管使用这种冷却通道和冷却回路，但是叶片的各部分在操作期间所达到的温度可能比期望温度高。例如，尽管使用已知的叶片的平台中的这种冷却通道和冷却回路，但是叶片的各部分所达到的温度可能比期望温度高。所关注的已知的叶片中的一个具体部分是压力侧斜面(slashface)。尽管在平台中使用已知的冷却回路(例如，平台冷却回路)，但是对压力侧斜面的冷却可能在目前还不够充分。
因此，改进的用于涡轮机系统的叶片组件是本领域内期望的。具体而言，具有改进的冷却特征的叶片组件将是有利的。
发明内容
本发明的各个方面以及优点将会在下文的描述中进行部分阐述，或者是通过说明书可以显而易见的，或者是可以通过实施本发明而知悉。
在一个实施例中，公开一种用于涡轮机系统的叶片组件。该叶片组件包括：主体，该主体具有外部表面并且限定主冷却回路；以及平台，该平台包绕主体并且至少部分地限定平台冷却回路。平台包括前部和后部，所述前部和后部均在压力侧斜面与吸力侧斜面之间延伸。平台进一步包括前面(forwardface)、后面(aftface)、和顶面(topface)。该叶片组件进一步包括通道，该通道大体在平台冷却回路与压力侧斜面之间被限定在平台中，并且与主冷却回路或平台冷却回路中的一个冷却回路流体连通。
参照下文的描述以及所附权利要求，本发明的这些和其它的特征、方面以及优点将变得更好理解。结合在本说明书中并且构成本说明书一部分的附图图示本发明的实施例，并且与描述一起用于对本发明的原理进行解释。
附图说明
参照附图，说明书中阐述面向本领域普通技术人员的本发明的完整公开，这种公开使得本领域普通技术人员能够实现本发明，其包括本发明的最佳模式，在附图中：
图1是根据本发明的一个实施例的燃气涡轮机系统的示意图；
图2是根据本发明的一个实施例的叶片组件的透视图；
图3是根据本发明的一个实施例的叶片组件的内部部件的主视图；
图4是根据本发明的一个实施例的叶片组件的各种内部部件的部分透视图；以及
图5是根据本发明的一个实施例的叶片组件的各种内部部件的俯视图。
具体实施方式
现在将详细地参照本发明的实施例，其中的一个或多个示例示于附图中。每个示例都以对发明进行解释的方式给出，并不对本发明构成限制。实际上，对于本领域技术人员而言显而易见的是，能够在不偏离本发明的范围或者精神的前提下对本发明进行多种改型和变型。例如，作为一个实施例的一部分图示或者进行描述的特征能够用于另一个实施例，从而产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同形式的范围内的这些改型以及变型。
图1是燃气涡轮机系统10的示意图。系统10可以包括压缩机12、燃烧器14、和涡轮16。压缩机12和涡轮16可以通过轴18联接。轴18可以是单个轴或者联接在一起以形成轴18的多个轴段。
涡轮16可以包括多个涡轮级。例如，在一个实施例中，涡轮16可以具有三级。第一级涡轮16可以包括多个沿周向间隔开的喷嘴和叶片。喷嘴可以围绕轴18沿周向布置和固定。叶片可以围绕轴沿周向布置并且联接至轴18。第二级涡轮16可以包括多个沿周向间隔开的喷嘴和叶片。喷嘴可以围绕轴18沿周向布置和固定。叶片可以围绕轴18沿周向布置并且联接至轴18。第三级涡轮16可以包括多个沿周向间隔开的喷嘴和叶片。喷嘴可以围绕轴18沿周向布置和固定。叶片可以围绕轴18沿周向布置并且联接至轴18。各级涡轮16可以在热气体路径(未示出)中至少部分地布置在涡轮16中并且可以至少部分地限定热气体路径(未示出)。应当理解，涡轮16并不限于三级，而是属于本发明的范围和精神内的任何级数。
类似地，压缩机12可以包括多个压缩机级(未示出)。压缩机12级中的每一级都可以包括多个沿周向间隔开的喷嘴和叶片。
涡轮16和/或压缩机12中的一个或多个叶片可以包括叶片组件30，如图2至图5中所示。叶片组件30可以包括主体32和平台34。主体32典型地包括翼型36和柄38。翼型36可以从柄38径向向外定位。柄38可以包括根部40，根部40可以连接至涡轮机系统10中的转子轮(未示出)，以有利于叶片组件30的旋转。
总体而言，主体32具有外部表面。例如，在主体32包括翼型36和柄38的实施例中，限定翼型36的外部表面的部分可以具有大体空气动力学轮廓。例如，翼型32所具有的外部表面可以限定均在前缘46与后缘48之间延伸的压力侧42和吸力侧44。此外，柄38的外部表面的部分可以包括压力侧面52、吸力侧面54、前缘面56、和后缘面58。
平台34可以大体包绕主体32，如图所示。典型的平台可以定位在主体32的翼型36与柄38之间的相交处或过渡处，并且沿大体轴向和切向方向向外延伸。然而，应当理解，根据本发明的平台可以相对于叶片组件30的主体32具有任何合适的位置。
根据本发明的平台34可以包括前部62和后部64。前部62是定位成接近翼型36的前缘46和柄38的前缘面56的平台34的部分，而后部64是定位成接近翼型36的后缘48和柄36的后缘58的平台34的部分。前部62和后部64可以进一步限定平台34的顶面66，顶面66可以如图所示地大体包绕翼型36。此外，外周边缘可以包绕前部62、后部64、和顶面66。外周边缘可以包括压力侧斜面72和吸力侧斜面74，前部62和后部64中的每一个都可以在压力侧斜面72与吸力侧斜面74之间延伸。外周边缘可以进一步包括前面76和后面78，前面76可以限定前部62的外周边缘，后面78可以限定后部64的外周边缘。
如图3至图5中所示，主体32中可以限定一个或多个主冷却回路。主冷却回路可以延伸通过主体32的一部分，以对主体32进行冷却。例如，在如图所示的一些实施例中，主体32可以限定前主冷却回路82和后主冷却回路84。主冷却回路可以具有任何合适的形状并且可以沿任何合适的路径延伸。例如，如图所示，每个主冷却回路都可以具有各种支路和弯曲(serpentine)部分，并且可以延伸通过主体32的各部分，例如通过翼型36和柄38。冷却介质可以流入并且通过各主冷却回路82，以对主体32进行冷却。
如图3至图5中进一步所示，一个或多个平台冷却回路90可以被限定在叶片组件30中。总体而言，平台冷却回路90可以至少部分地被限定在平台34中。例如，在示例性实施例中，平台冷却回路90的一部分被限定在平台34中，并且延伸通过平台34，以对平台34进行冷却。平台冷却回路90的其它部分可以延伸到主体32中，以使冷却介质进入平台冷却回路90中或者将冷却介质从平台冷却回路90排出。在一个实施例中，如图3中所示，平台冷却回路90可以包括进口部分92、中间部分94、和出口部分96。进口部分92和出口部分96可以从平台34延伸到主体32中，并且中间部分94可以延伸通过平台34。冷却介质可以通过进口部分92流入平台冷却回路90中、流过中间部分94、并且通过出口部分96排出。
在许多叶片组件30中，平台冷却回路90与主冷却回路流体连通，使得冷却介质从主冷却回路流入平台冷却回路90中并且/或者从平台冷却回路90流向主冷却回路。例如，在图3至图5中所示的实施例中，平台冷却回路90的进口部分92可以与前主冷却回路82流体连通，而出口部分96与后主冷却回路84流体连通。
根据本发明的叶片组件30可以进一步有利地包括一个或多个通道100，如图3至图5中所示。根据本发明的通道100被限定在平台34中，并且与主冷却回路以及/或者平台冷却回路90中的一个或多个冷却回路流体连通。此外，通道100大体定位在平台冷却回路90与压力侧斜面72之间。包括邻近平台34的压力侧斜面72的这种通道100可以有利地对这种面72和接近这种面72的平台34的部分进行冷却，从而防止面72和接近部分在涡轮机系统10操作期间达到比期望温度高的温度。
如图3至图5中所示，根据本发明的通道100可以进一步延伸通过平台34的其它部分。例如，通道100可以进一步延伸通过平台34的前部62和/或后部64。例如，如图3至图5中所示，通道100可以邻近并且任选地平行于后面78以及/或者吸力侧斜面74或其任何部分地进一步延伸通过后部64。
根据本发明的通道100可以具有任何合适的尺寸、形状、和/或路径。例如，在一些实施例中，通道100可以具有大体圆形的横截面外形。然而，在其它实施例中，通道100可以具有椭圆形、矩形、三角形、或者其它合适的多边形横截面形状。此外，根据本发明的通道100可以具有大体直线路径，或者可以具有大体曲线路径或其它合适的路径。例如，如图所示，通道100可以具有大体弯曲形路径。此外，应当理解，根据本发明的通道100的尺寸、形状、和/或路径可以在整个通道100上保持恒定，或者可以在通道100或其任何部分上发生变化。
在如图所示的一些实施例中，通道100可以与压力侧斜面72大体平行地延伸。然而，备选地，通道100或其任何部分都可以以任何合适的角度延伸至压力侧斜面72。此外，根据本发明的通道可以延伸通过平台34的前部62以及/或者后部64的所有的或任何的部分。
如图所示，在示例性实施例中，根据本发明的叶片组件30可以进一步包括一个或多个冲击通道(impingementpassage)102。每一个冲击通道102都可以在通道100与主冷却回路或平台冷却回路70中的一个冷却回路之间延伸。这种冲击通道102提供主冷却回路或平台冷却回路70中的一个冷却回路与通道100之间的流体连通。因此，流过冲击通道102的冷却介质可以冲击通道100的表面，从而向压力侧斜面72提供冲击冷却。这种冲击冷却可以有利于压力侧斜面72和平台34的接近部分的进一步冷却。
如上文所提到的，根据本发明的通道100可以与主冷却回路以及/或者平台冷却回路90中的一个或多个冷却回路流体连通。在示例性实施例中，通道100可以同时与主冷却回路和平台冷却回路90流体连通。例如，如图3至图5中所示，通道100可以包括一个或多个进口104以及一个或多个出口106。进口104和出口106可以与主冷却回路和平台冷却回路90流体连通。例如，图3至图5示出与平台冷却回路90流体连通的多个进口104。进口104可以直接连接至冲击通道102(冲击通道102如上文所讨论地连接至通道100并且提供冲击冷却)，或者可以直接连接至通道100本身。出口106可以直接连接至主冷却回路，例如连接至后主冷却回路84。因此，冷却介质可以通过进口104从平台冷却回路90流入通道100中，例如通过冲击通道102。冷却介质可以接着流过通道100，并且可以通过出口106从冷却通道100被排出至主冷却回路中，例如后主冷却回路84。
然而，备选地，根据本发明的通道100不必同时与主冷却回路和平台冷却回路90流体连通。例如，在一些实施例中，通道100(例如其进口104)可以与平台冷却回路90流体连通。然而，通道100的出口106可以被限定在平台34的表面中(例如顶面66中)、压力侧斜面72中、吸力侧斜面74中、前面76中、或者后面78中。因此，流过通道100的冷却介质可以被排出至叶片30的外部。
显而易见地，在示例性实施例中，冷却介质从平台冷却回路90流入通道100中。这可能是尤其有利的，原因是可以提高冷却介质的冷却效率。冷却介质可以从主冷却回路流入平台冷却回路90中，以对平台冷却回路90进行冷却。接着通过使这种冷却介质流入通道100中，可以延伸冷却介质的冷却性能，从而在将冷却介质从叶片组件30排出之前提高冷却介质的效率。
在一些实施例中，根据本发明的叶片组件30可以进一步包括一个或多个排出通道110。每一个排出管道110都可以被限定在平台34中(例如，如图所示的平台34的后部64中以及/或者平台34的前部62中)，并且可以与通道100流体连通。因此，流过通道100的冷却介质可以从通道100流入排出通道110中。
每一个排出通道110都可以进一步包括出口112。出口112可以被限定在平台34上任何合适的位置处，例如平台34的后部64和/或前部62上。例如，出口112可以如图所示地被限定在顶面66中，或者如图所示地被限定在吸力侧斜面74中、或者被限定在压力侧斜面72中、前面76中、后面78中、或者平台34上任何其它合适的位置处(例如平台34的后部64和/或前部62上)。因此，可以通过排出通道110的出口112将流过该排出通道110的冷却介质100排出。此外，在一些实施例中，这种排出的冷却介质可以进一步有利地用作冷却膜，以对平台34的外部进行冷却。
因此，根据本发明的通道100可以有利地对叶片组件30的压力侧斜面72和平台34的接近部分进行冷却。这种通道100提供对平台34进行冷却的新颖方法，该方法能够防止压力侧斜面72和接近部分达到不期望的高温。此外，在一些实施例中，根据本发明的这种通道100的构造能够有利地提高流过叶片组件30的冷却介质的冷却效率，并且因此需要最少的或不需要额外的冷却介质来对平台34的压力侧斜面72进行这种冷却。
本书面描述使用示例对本发明进行公开(其中包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实施本发明(其中包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的可专利范围通过权利要求进行限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它的示例。如果这种其它的示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果这种其它的示例包括与权利要求的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则这种其它的示例旨在落入权利要求的范围内。
Claims (20)
1.一种用于涡轮机系统的叶片组件，所述叶片组件包括：
主体，所述主体具有外部表面并且限定主冷却回路；
平台，所述平台包绕所述主体并且至少部分地限定平台冷却回路，所述平台包括前部和后部，所述前部和所述后部均在压力侧斜面与吸力侧斜面之间延伸，并且所述平台进一步包括前面、后面、和顶面；以及
通道，所述通道大体在所述平台冷却回路与所述压力侧斜面之间被限定在所述平台中，并且与所述主冷却回路或所述平台冷却回路中的一个流体连通；其中，所述通道邻近所述压力侧斜面。
2.根据权利要求1所述的叶片组件，其特征在于，所述叶片组件进一步包括冲击通道，所述冲击通道在所述通道与所述主冷却回路或所述平台冷却回路中的一个冷却回路之间延伸并且提供所述通道与所述主冷却回路或所述平台冷却回路中的一个冷却回路之间的流体连通。
3.根据权利要求1所述的叶片组件，其特征在于，所述通道与所述平台冷却回路和所述主冷却回路流体连通。
4.根据权利要求3所述的叶片组件，其特征在于，所述通道的进口与所述平台冷却回路流体连通，并且所述通道的出口与所述主冷却回路流体连通。
5.根据权利要求1所述的叶片组件，其特征在于，所述通道大体平行于所述压力侧斜面延伸。
6.根据权利要求1所述的叶片组件，其特征在于，所述叶片组件进一步包括排出通道，所述排出通道被限定在所述平台中并且与所述通道流体连通。
7.根据权利要求6所述的叶片组件，其特征在于，所述排出通道的出口被限定在所述平台的所述顶面中。
8.根据权利要求6所述的叶片组件，其特征在于，所述排出通道的出口被限定在所述平台的所述吸力侧斜面中。
9.根据权利要求6所述的叶片组件，其特征在于，所述叶片组件进一步包括多个排出通道。
10.根据权利要求1所述的叶片组件，其特征在于，所述主体包括翼型和柄，所述翼型从所述柄径向向外定位。
11.一种涡轮机系统，所述涡轮机系统包括：
压缩机；
涡轮，所述涡轮联接至所述压缩机；以及
多个叶片组件，所述多个叶片组件布置在所述压缩机或所述涡轮中的至少一个中，所述叶片组件中的至少一个包括：
主体，所述主体具有外部表面并且限定主冷却回路；
平台，所述平台包绕所述主体并且至少部分地限定平台冷却回路，所述平台包括前部和后部，所述前部和所述后部均在压力侧斜面与吸力侧斜面之间延伸，并且所述平台进一步包括前面、后面、和顶面；以及
通道，所述通道大体在所述平台冷却回路与所述压力侧斜面之间被限定在所述平台中，并且与所述主冷却回路或所述平台冷却回路中的一个流体连通；其中，所述通道邻近所述压力侧斜面。
12.根据权利要求11所述的涡轮机系统，其特征在于，所述涡轮机系统进一步包括冲击通道，所述冲击通道在所述通道与所述主冷却回路或所述平台冷却回路中的一个冷却回路之间延伸并且提供所述通道与所述主冷却回路或所述平台冷却回路中的一个冷却回路之间的流体连通。
13.根据权利要求11所述的涡轮机系统，其特征在于，所述通道与所述平台冷却回路和所述主冷却回路流体连通。
14.根据权利要求13所述的涡轮机系统，其特征在于，所述通道的进口与所述平台冷却回路流体连通，并且所述通道的出口与所述主冷却回路流体连通。
15.根据权利要求11所述的涡轮机系统，其特征在于，所述通道大体平行于所述压力侧斜面延伸。
16.根据权利要求11所述的涡轮机系统，其特征在于，所述涡轮机系统进一步包括排出通道，所述排出通道被限定在所述平台中并且与所述通道流体连通。
17.根据权利要求16所述的涡轮机系统，其特征在于，所述排出通道的出口被限定在所述平台的所述顶面中。
18.根据权利要求16所述的涡轮机系统，其特征在于，所述排出通道的出口被限定在所述平台的所述吸力侧斜面中。
19.根据权利要求16所述的涡轮机系统，其特征在于，所述涡轮机系统进一步包括多个排出通道。
20.根据权利要求11所述的涡轮机系统，其特征在于，所述主体包括翼型和柄，所述翼型从所述柄径向向外定位。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/289110 | 2011-11-04 | ||
| US13/289,110 US8840370B2 (en) | 2011-11-04 | 2011-11-04 | Bucket assembly for turbine system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN103089330A CN103089330A (zh) | 2013-05-08 |
| CN103089330B true CN103089330B (zh) | 2016-01-27 |
Family
ID=47143000
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201210434187.7A Active CN103089330B (zh) | 2011-11-04 | 2012-11-02 | 一种涡轮机系统以及用于该系统的叶片组件 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8840370B2 (zh) |
| EP (1) | EP2597263B1 (zh) |
| CN (1) | CN103089330B (zh) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB201016423D0 (en) * | 2010-09-30 | 2010-11-17 | Rolls Royce Plc | Cooled rotor blade |
| EP2956627B1 (en) * | 2013-02-15 | 2018-07-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with combined mate face and platform cooling |
| US9810070B2 (en) * | 2013-05-15 | 2017-11-07 | General Electric Company | Turbine rotor blade for a turbine section of a gas turbine |
| JP6245740B2 (ja) * | 2013-11-20 | 2017-12-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン翼 |
| US20160305254A1 (en) * | 2013-12-17 | 2016-10-20 | United Technologies Corporation | Rotor blade platform cooling passage |
| WO2016039714A1 (en) | 2014-09-08 | 2016-03-17 | Siemens Energy, Inc. | A cooled turbine vane platform comprising forward, midchord and aft cooling chambers in the platform |
| JP6540357B2 (ja) | 2015-08-11 | 2019-07-10 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 静翼、及びこれを備えているガスタービン |
| US11401817B2 (en) * | 2016-11-04 | 2022-08-02 | General Electric Company | Airfoil assembly with a cooling circuit |
| US10323520B2 (en) * | 2017-06-13 | 2019-06-18 | General Electric Company | Platform cooling arrangement in a turbine rotor blade |
| US20190085706A1 (en) * | 2017-09-18 | 2019-03-21 | General Electric Company | Turbine engine airfoil assembly |
| US20240011398A1 (en) * | 2022-05-02 | 2024-01-11 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Turbine component having platform cooling circuit |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6783323B2 (en) * | 2001-07-11 | 2004-08-31 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine stationary blade |
| CN101473107A (zh) * | 2007-02-21 | 2009-07-01 | 三菱重工业株式会社 | 用于燃气轮机动叶片的平台冷却结构 |
| US7695246B2 (en) * | 2006-01-31 | 2010-04-13 | United Technologies Corporation | Microcircuits for small engines |
| CN102191951A (zh) * | 2010-03-10 | 2011-09-21 | 通用电气公司 | 用于冷却涡轮构件的平台的装置 |
Family Cites Families (104)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4017213A (en) | 1975-10-14 | 1977-04-12 | United Technologies Corporation | Turbomachinery vane or blade with cooled platforms |
| US4767260A (en) | 1986-11-07 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Stator vane platform cooling means |
| US4738587A (en) | 1986-12-22 | 1988-04-19 | United Technologies Corporation | Cooled highly twisted airfoil for a gas turbine engine |
| US5700131A (en) | 1988-08-24 | 1997-12-23 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
| JP3142850B2 (ja) | 1989-03-13 | 2001-03-07 | 株式会社東芝 | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
| US5197852A (en) | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
| US5098257A (en) | 1990-09-10 | 1992-03-24 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for minimizing differential thermal expansion of gas turbine vane structures |
| US5660524A (en) | 1992-07-13 | 1997-08-26 | General Electric Company | Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling |
| US5382135A (en) | 1992-11-24 | 1995-01-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade with cooled integral platform |
| US5340278A (en) | 1992-11-24 | 1994-08-23 | United Technologies Corporation | Rotor blade with integral platform and a fillet cooling passage |
| US5344283A (en) | 1993-01-21 | 1994-09-06 | United Technologies Corporation | Turbine vane having dedicated inner platform cooling |
| US5413458A (en) | 1994-03-29 | 1995-05-09 | United Technologies Corporation | Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid |
| US5591002A (en) | 1994-08-23 | 1997-01-07 | General Electric Co. | Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge |
| US5634766A (en) | 1994-08-23 | 1997-06-03 | General Electric Co. | Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits |
| CA2198225C (en) | 1994-08-24 | 2005-11-22 | Leroy D. Mclaurin | Gas turbine blade with cooled platform |
| ES2118638T3 (es) | 1994-10-31 | 1998-09-16 | Westinghouse Electric Corp | Alabe rotativo de turbina de gas con plataforma refrigerada. |
| EP0791127B1 (en) | 1994-11-10 | 2000-03-08 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine vane with a cooled inner shroud |
| FR2743391B1 (fr) | 1996-01-04 | 1998-02-06 | Snecma | Aube refrigeree de distributeur de turbine |
| US5816835A (en) | 1996-10-21 | 1998-10-06 | Alden Products Company | Multi-sleeve high-voltage cable plug with vented seal |
| US5738489A (en) | 1997-01-03 | 1998-04-14 | General Electric Company | Cooled turbine blade platform |
| FR2758855B1 (fr) | 1997-01-30 | 1999-02-26 | Snecma | Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles |
| JP3316405B2 (ja) | 1997-02-04 | 2002-08-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン冷却静翼 |
| US5848876A (en) | 1997-02-11 | 1998-12-15 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling system for cooling platform of gas turbine moving blade |
| JP3758792B2 (ja) | 1997-02-25 | 2006-03-22 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 |
| 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 |
| DE19713268B4 (de) | 1997-03-29 | 2006-01-19 | Alstom | Gekühlte Gasturbinenschaufel |
| US5762471A (en) | 1997-04-04 | 1998-06-09 | General Electric Company | turbine stator vane segments having leading edge impingement cooling circuits |
| FR2766517B1 (fr) | 1997-07-24 | 1999-09-03 | Snecma | Dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine |
| DE19738065A1 (de) | 1997-09-01 | 1999-03-04 | Asea Brown Boveri | Turbinenschaufel einer Gasturbine |
| DE59709701D1 (de) | 1997-09-15 | 2003-05-08 | Alstom Switzerland Ltd | Plattformkühlung für Gasturbinen |
| JP3495579B2 (ja) | 1997-10-28 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
| US6220817B1 (en) | 1997-11-17 | 2001-04-24 | General Electric Company | AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit |
| 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 |
| US6036441A (en) | 1998-11-16 | 2000-03-14 | General Electric Company | Series impingement cooled airfoil |
| US6126396A (en) | 1998-12-09 | 2000-10-03 | General Electric Company | AFT flowing serpentine airfoil cooling circuit with side wall impingement cooling chambers |
| EP1008723B1 (de) | 1998-12-10 | 2004-02-18 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Plattformkühlung in Turbomaschinen |
| US6210111B1 (en) | 1998-12-21 | 2001-04-03 | United Technologies Corporation | Turbine blade with platform cooling |
| US6206638B1 (en) | 1999-02-12 | 2001-03-27 | General Electric Company | Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers |
| US6174134B1 (en) | 1999-03-05 | 2001-01-16 | General Electric Company | Multiple impingement airfoil cooling |
| US6168381B1 (en) | 1999-06-29 | 2001-01-02 | General Electric Company | Airfoil isolated leading edge cooling |
| US6241467B1 (en) | 1999-08-02 | 2001-06-05 | United Technologies Corporation | Stator vane for a rotary machine |
| US6179565B1 (en) | 1999-08-09 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil structure |
| DE60045026D1 (de) | 1999-09-24 | 2010-11-11 | Gen Electric | Gasturbinenschaufel mit prallgekühlter Plattform |
| US6290463B1 (en) | 1999-09-30 | 2001-09-18 | General Electric Company | Slotted impingement cooling of airfoil leading edge |
| US6283708B1 (en) | 1999-12-03 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Coolable vane or blade for a turbomachine |
| CA2334071C (en) | 2000-02-23 | 2005-05-24 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine moving blade |
| US6517312B1 (en) | 2000-03-23 | 2003-02-11 | General Electric Company | Turbine stator vane segment having internal cooling circuits |
| US6331096B1 (en) | 2000-04-05 | 2001-12-18 | General Electric Company | Apparatus and methods for impingement cooling of an undercut region adjacent a side wall of a turbine nozzle segment |
| US6435813B1 (en) | 2000-05-10 | 2002-08-20 | General Electric Company | Impigement cooled airfoil |
| US6468031B1 (en) | 2000-05-16 | 2002-10-22 | General Electric Company | Nozzle cavity impingement/area reduction insert |
| FR2810365B1 (fr) | 2000-06-15 | 2002-10-11 | Snecma Moteurs | Systeme de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposees |
| GB2365079B (en) | 2000-07-29 | 2004-09-22 | Rolls Royce Plc | Blade platform cooling |
| US6341939B1 (en) | 2000-07-31 | 2002-01-29 | General Electric Company | Tandem cooling turbine blade |
| US6402471B1 (en) | 2000-11-03 | 2002-06-11 | General Electric Company | Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same |
| US6478540B2 (en) | 2000-12-19 | 2002-11-12 | General Electric Company | Bucket platform cooling scheme and related method |
| US6543993B2 (en) | 2000-12-28 | 2003-04-08 | General Electric Company | Apparatus and methods for localized cooling of gas turbine nozzle walls |
| JP2002266603A (ja) | 2001-03-06 | 2002-09-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン動翼、タービン静翼、タービン用分割環、及び、ガスタービン |
| US6508620B2 (en) | 2001-05-17 | 2003-01-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inner platform impingement cooling by supply air from outside |
| EP1293285B1 (de) | 2001-07-05 | 2007-09-12 | ALSTOM Technology Ltd | Verfahren zur Montage eines Prallblechs |
| US6595748B2 (en) | 2001-08-02 | 2003-07-22 | General Electric Company | Trichannel airfoil leading edge cooling |
| FR2829174B1 (fr) | 2001-08-28 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
| GB2386926A (en) | 2002-03-27 | 2003-10-01 | Alstom | Two part impingement tube for a turbine blade or vane |
| DE10217388A1 (de) | 2002-04-18 | 2003-10-30 | Siemens Ag | Luft- und dampfgekühlte Plattform einer Turbinenschaufel |
| US6832893B2 (en) | 2002-10-24 | 2004-12-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade passive cooling feature |
| GB2395987B (en) | 2002-12-02 | 2005-12-21 | Alstom | Turbine blade with cooling bores |
| GB2402442B (en) | 2003-06-04 | 2006-05-31 | Rolls Royce Plc | Cooled nozzled guide vane or turbine rotor blade platform |
| US6832889B1 (en) | 2003-07-09 | 2004-12-21 | General Electric Company | Integrated bridge turbine blade |
| DE10332563A1 (de) | 2003-07-11 | 2005-01-27 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbinenschaufel mit Prallkühlung |
| US6945749B2 (en) | 2003-09-12 | 2005-09-20 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade platform cooling system |
| US7600972B2 (en) | 2003-10-31 | 2009-10-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
| US6887033B1 (en) | 2003-11-10 | 2005-05-03 | General Electric Company | Cooling system for nozzle segment platform edges |
| US7186084B2 (en) | 2003-11-19 | 2007-03-06 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and dimpled cooling |
| US7004720B2 (en) | 2003-12-17 | 2006-02-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooled turbine vane platform |
| US7097424B2 (en) | 2004-02-03 | 2006-08-29 | United Technologies Corporation | Micro-circuit platform |
| GB2411697B (en) | 2004-03-06 | 2006-06-21 | Rolls Royce Plc | A turbine having a cooling arrangement |
| US7097426B2 (en) | 2004-04-08 | 2006-08-29 | General Electric Company | Cascade impingement cooled airfoil |
| US20050265840A1 (en) | 2004-05-27 | 2005-12-01 | Levine Jeffrey R | Cooled rotor blade with leading edge impingement cooling |
| US7137779B2 (en) | 2004-05-27 | 2006-11-21 | Siemens Power Generation, Inc. | Gas turbine airfoil leading edge cooling |
| US7195458B2 (en) | 2004-07-02 | 2007-03-27 | Siemens Power Generation, Inc. | Impingement cooling system for a turbine blade |
| US7198467B2 (en) | 2004-07-30 | 2007-04-03 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades |
| US7144215B2 (en) | 2004-07-30 | 2006-12-05 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades |
| US7131817B2 (en) | 2004-07-30 | 2006-11-07 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades |
| US20060056968A1 (en) | 2004-09-15 | 2006-03-16 | General Electric Company | Apparatus and methods for cooling turbine bucket platforms |
| US7147439B2 (en) | 2004-09-15 | 2006-12-12 | General Electric Company | Apparatus and methods for cooling turbine bucket platforms |
| US7220103B2 (en) | 2004-10-18 | 2007-05-22 | United Technologies Corporation | Impingement cooling of large fillet of an airfoil |
| FR2877034B1 (fr) | 2004-10-27 | 2009-04-03 | Snecma Moteurs Sa | Aube de rotor d'une turbine a gaz |
| US7186089B2 (en) | 2004-11-04 | 2007-03-06 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a platform of a turbine blade |
| US7452184B2 (en) | 2004-12-13 | 2008-11-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil platform impingement cooling |
| US7249933B2 (en) | 2005-01-10 | 2007-07-31 | General Electric Company | Funnel fillet turbine stage |
| US7413407B2 (en) | 2005-03-29 | 2008-08-19 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber |
| US7435053B2 (en) | 2005-03-29 | 2008-10-14 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade cooling system having multiple serpentine trailing edge cooling channels |
| US7416390B2 (en) | 2005-03-29 | 2008-08-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade leading edge cooling system |
| US7255536B2 (en) | 2005-05-23 | 2007-08-14 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil platform cooling circuit |
| US7309212B2 (en) | 2005-11-21 | 2007-12-18 | General Electric Company | Gas turbine bucket with cooled platform leading edge and method of cooling platform leading edge |
| US7322797B2 (en) | 2005-12-08 | 2008-01-29 | General Electric Company | Damper cooled turbine blade |
| US7513738B2 (en) | 2006-02-15 | 2009-04-07 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
| US7416391B2 (en) | 2006-02-24 | 2008-08-26 | General Electric Company | Bucket platform cooling circuit and method |
| US7510367B2 (en) | 2006-08-24 | 2009-03-31 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot |
| US7841828B2 (en) | 2006-10-05 | 2010-11-30 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with submerged endwall cooling channel |
| US7713029B1 (en) | 2007-03-28 | 2010-05-11 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with spar and shell construction |
| US8128365B2 (en) | 2007-07-09 | 2012-03-06 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with rotor impingement cooling |
| US8147197B2 (en) | 2009-03-10 | 2012-04-03 | Honeywell International, Inc. | Turbine blade platform |
-
2011
- 2011-11-04 US US13/289,110 patent/US8840370B2/en active Active
-
2012
- 2012-11-01 EP EP12191001.2A patent/EP2597263B1/en active Active
- 2012-11-02 CN CN201210434187.7A patent/CN103089330B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6783323B2 (en) * | 2001-07-11 | 2004-08-31 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine stationary blade |
| US7695246B2 (en) * | 2006-01-31 | 2010-04-13 | United Technologies Corporation | Microcircuits for small engines |
| CN101473107A (zh) * | 2007-02-21 | 2009-07-01 | 三菱重工业株式会社 | 用于燃气轮机动叶片的平台冷却结构 |
| CN102191951A (zh) * | 2010-03-10 | 2011-09-21 | 通用电气公司 | 用于冷却涡轮构件的平台的装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20130115102A1 (en) | 2013-05-09 |
| US8840370B2 (en) | 2014-09-23 |
| CN103089330A (zh) | 2013-05-08 |
| EP2597263B1 (en) | 2014-04-30 |
| EP2597263A1 (en) | 2013-05-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103089330B (zh) | 一种涡轮机系统以及用于该系统的叶片组件 | |
| CN103089332B (zh) | 涡轮机系统的叶片组件 | |
| CN1928325B (zh) | 带有顶端架的涡轮叶片弧形声响(检漏)器顶端 | |
| CN103089328B (zh) | 用于涡轮系统的叶片组件 | |
| EP2716870B1 (en) | Rotor blade and corresponding turbine | |
| CN103075199B (zh) | 涡轮机桨叶及相关的控制方法 | |
| US20190093487A1 (en) | Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall | |
| CN103075198B (zh) | 涡轮机桨叶平台前缘以及相关方法 | |
| JP2015127532A (ja) | タービンブレード内の構造構成および冷却回路 | |
| JP2011185271A (ja) | タービン構成部品のプラットフォームを冷却するための装置 | |
| CA2548893A1 (en) | Blade and disk radial pre-swirlers | |
| CN106481364A (zh) | 用于涡轮转子叶片末端的构造 | |
| CN104704202A (zh) | 涡轮机叶片组件的平台冷却 | |
| CN104675441A (zh) | 包括末端圆角的涡轮翼型件 | |
| JP2017106452A (ja) | フィレットフィルム孔を有するガスタービンエンジン | |
| CN102953765B (zh) | 叶片组件处理设备和用于处理叶片组件的方法 | |
| CN102242643A (zh) | 用于冷却翼型件的装置 | |
| JP2015127541A (ja) | タービンブレード内の構造構成および冷却回路 | |
| CN106194435B (zh) | 轮缘封严冷却结构件 | |
| CN205532726U (zh) | 涡轮叶片中的内部冷却通道 | |
| CN105408586B (zh) | 具有翼型轮廓形状散热器的涡轮叶片 | |
| US20100322775A1 (en) | Anti-Erosion shield for rotor blades | |
| EP2597262B1 (en) | Bucket assembly for turbine system | |
| CN109113796A (zh) | 涡轮机转子叶片 | |
| CN103089327B (zh) | 用于涡轮机系统的叶片组件 |
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: 20231226 Address after: Swiss Baden Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD. Address before: New York State, USA Patentee before: General Electric Co. |