CN104074556B - 用于涡轮系统的热气体路径部件 - Google Patents

用于涡轮系统的热气体路径部件 Download PDF

Info

Publication number
CN104074556B
CN104074556B CN201410041436.5A CN201410041436A CN104074556B CN 104074556 B CN104074556 B CN 104074556B CN 201410041436 A CN201410041436 A CN 201410041436A CN 104074556 B CN104074556 B CN 104074556B
Authority
CN
China
Prior art keywords
porous
hot gas
radially
gas path
shell
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
CN201410041436.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104074556A (zh
Inventor
B.G.布热克
B.P.莱西
V.J.摩根
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 CN104074556A publication Critical patent/CN104074556A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104074556B publication Critical patent/CN104074556B/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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—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
    • F01D5/182—Transpiration cooling
    • F01D5/183—Blade walls being porous
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/514—Porosity
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/612—Foam
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于涡轮系统的热气体路径部件。该热气体路径部件包括外壳和具有外表面和内表面且定位成邻近所述外壳的一个或多个多孔介质。一个或多个多孔介质被构造成包括在下列方向之一上变化的渗透率：轴向方向、径向方向、轴向和径向方向、轴向和周向方向、径向和周向方向或轴向、径向和周向方向，该多孔介质定位成邻近外壳。一个或多个多孔介质还构造成控制流过其中的冷却介质的轴向、径向、轴向和径向、轴向和周向、径向和周向或轴向、径向和周向流动中的一个。

Description

用于涡轮系统的热气体路径部件
本公开按照美国能源部授予的DE-FC26-05NT42643号合同在政府支持下进行。美国政府在本公开中享有一定权利。
技术领域
本文中所公开的主题大体上涉及涡轮系统，并且更具体而言，涉及用于涡轮系统的热气体路径部件。
背景技术
涡轮系统在诸如发电、飞行器发动机和其它类型的涡轮的领域中广泛地使用。例如，常规燃气涡轮系统包括压缩机、燃烧器和涡轮。在燃气涡轮系统的操作期间，系统中的各种部件经受高温流，这可导致部件失效。由于较高温度的流通常导致燃气涡轮系统的增加的性能、效率和功率输出，经受高温流的部件必须被冷却以允许燃气涡轮系统以增加的温度、增加的效率和/或减少的排放操作。
本领域中已知用于冷却各种燃气涡轮系统部件的各种策略。例如，冷却介质可从压缩机被导引并提供至各种部件。在系统的压缩机段和涡轮段中，冷却介质可用于冷却各种压缩机部件和涡轮部件。
喷嘴是必须冷却的热气体路径部件的一个示例。例如，诸如翼型件的喷嘴的各个部分设置在热气体路径中且暴露于相对高的温度，并且因此需要冷却。
用于冷却喷嘴的一个解决方案是在翼型件内部包括冲击套管。冷却介质流至喷嘴的内部，且然后流过冲击套管并流到翼型件的内表面上。该方法有利于翼型件的冲击冷却。然而，虽然冲击套管的确提供足够的喷嘴冷却，但增加的冷却效率是期望的。这样增加的效率将允许冷却喷嘴所需的冷却介质的减少，以及因此排放的减少和/或点火温度的增加。
因此，希望提供一种用于涡轮系统的改进的热气体路径部件，例如改进的喷嘴。例如，具有改进的冷却特征的热气体路径部件将是有利的。
发明内容
现有技术的这些和其它缺点通过本公开来解决，本公开提供了一种用于涡轮系统的热气体部件。
根据一个实施例，提供了一种用于涡轮系统的热气体路径部件。热气体路径部件包括具有外表面和内表面的外壳以及具有外表面和内表面的一个或多个多孔介质。一个或多个多孔介质被构造成包括在下列方向之一上变化的渗透率：轴向方向、径向方向、轴向和径向方向、轴向和周向方向、径向和周向方向或轴向、径向和周向方向，该多孔介质定位成邻近外壳。一个或多个多孔介质被构造成控制流过其中的冷却介质的轴向、径向、轴向和径向、轴向和周向、径向和周向或轴向、径向和周向冷却剂流分布中的一个。
根据另一个实施例，提供了一种用于涡轮系统的热气体路径部件。热气体路径部件包括具有外表面和内表面的外壳以及具有外表面和内表面的一个或多个多孔介质。一个或多个多孔介质构造成包括以下列方式之一变化的渗透率：沿长轴、通过多孔介质的厚度、沿长轴且通过多孔介质的厚度、沿短轴且通过厚度、沿长轴和短轴、或沿长轴、短轴且通过多孔介质的厚度，该多孔介质定位成邻近外壳。一个或多个多孔介质被构造成以下列方式之一控制流过其中的冷却介质的冷却剂流分布：沿长轴、通过多孔介质的厚度、沿长轴且通过多孔介质的厚度、沿短轴且通过厚度、沿长轴和短轴、或沿长轴、短轴且通过多孔介质的厚度。
根据又一个实施例，提供了一种涡轮系统。涡轮系统包括压缩机、联接到压缩机的涡轮、以及设置在压缩机或涡轮中的至少一个中的多个热气体路径部件。热气体路径部件中的至少一个包括具有外表面和内表面的外壳以及具有外表面和内表面的一个或多个多孔介质。一个或多个多孔介质构造成包括在下列方向之一上变化的渗透率：轴向方向、径向方向、轴向和径向方向、轴向和周向方向、径向和周向方向或轴向、径向和周向方向，该多孔介质定位成邻近外壳。多孔介质定位成邻近外壳。一个或多个多孔介质构造成控制流过其中的冷却介质的轴向、径向、轴向和径向、轴向和周向、径向和周向或轴向、径向和周向冷却剂流分布中的一个。
在参照附图阅读下面的详细描述和所附权利要求之后，本公开的其它目的和优点将变得显而易见。
附图说明
当参考附图阅读下面的具体实施方式时，本公开的上述和其它特征、方面和优点将变得更好理解，在所有图中类似的标记表示类似的部件，在附图中：
图1是已知的燃气涡轮系统的示意图；
图2是根据本公开的实施例的热气体路径部件的一部分的透视图；
图3是根据本公开的另一个实施例的热气体路径部件的一部分的透视图；
图4是根据本公开的一个实施例的热气体路径部件的俯视剖视图；
图5是根据本公开的一个实施例的图4的热气体路径部件的一部分的近距离展向剖视图；
图6是根据本公开的另一个实施例的热气体路径部件的俯视剖视图；
图7是根据本公开的一个实施例的图6的热气体路径部件的一部分的近距离展向剖视图；
图8是根据本公开的另一个实施例的热气体路径部件的俯视剖视图；
图9是根据本公开的一个实施例的图8的热气体路径部件的一部分的近距离展向剖视图；
图10是根据本公开的另一个实施例的热气体路径部件的俯视剖视图；
图11是根据本公开的一个实施例的图10的热气体路径部件的一部分的近距离展向剖视图；
图12是根据本公开的另一个实施例的热气体路径部件的俯视剖视图；
图13是根据本公开的一个实施例的图12的热气体路径部件的一部分的近距离展向剖视图；
图14是根据本公开的一个实施例的热气体路径部件沿图3的线1-14截取的近距离展向剖视图；以及
图15是根据本公开的一个实施例的热气体路径部件沿图2的线15-15截取的近距离展向剖视图。
部件列表
10 燃气涡轮系统
12 压缩机
14 燃烧器
16 涡轮
18 轴
20 热气体路径
30 热气体路径部件
32 外壳
34 端帽
36 外表面
38 内表面
40 热气体路径部件
42 压力侧
44 吸力侧
46 前缘
48 后缘
50 冷却介质
52 内部
60 多孔介质
62 多个插件
64 箭头
66 外表面
68 内表面
70 热气体路径部件
72 热点
74 冷点
76 箭头
80 冲击套管
82 外表面
84 内表面
86 冲击通路
88 冲击通路
90 基质
92 间隙
94 TBC粘合层(bond coat)
96 冷却通路
98 多孔区
100 热气体部件
102 增加的流动阻力
104 外部
106 减小的流动阻力
108 中部
110 空气流。
具体实施方式
现在将对本公开的实施例进行详细参考，在附图中显示了其中一个或多个示例。每个示例通过对本公开进行说明而不是对本公开进行限制的方式提供。实际上，对本领域技术人员而言，显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可在本公开中作出许多修改与变型。例如，作为一个实施例的部分而显示或描述的特征可与另一实施例一起使用，以产生又一实施例。因此，本公开意图包括这样落入所附权利要求及其等同物的范围内的修改与变型。
图1是已知的燃气涡轮系统10的示意图。系统10可包括压缩机12、燃烧器14和涡轮16。压缩机12和涡轮16可由轴18联接。轴18可以是单个轴或联接到一起形成轴18的多个轴段。
涡轮16可包括多个涡轮级。例如，在一个实施例中，涡轮16可具有三个级。涡轮16的第一级可包括多个周向间隔的喷嘴和动叶。喷嘴可周向围绕轴18设置和固定。动叶可周向围绕轴设置且联接到轴18。涡轮16的第二级可包括多个周向间隔的喷嘴和动叶。喷嘴可周向围绕轴18设置和固定。动叶可周向围绕轴18设置且联接到轴18。涡轮16的第三级可包括多个周向间隔的喷嘴和动叶。喷嘴可周向围绕轴18设置和固定。动叶可周向围绕轴18设置且联接到轴18。涡轮16的各个级可至少部分地设置在涡轮16中，并且可至少部分地限定热气体路径。应当理解，涡轮16不限于三个级，相反，任何级数均在本公开的范围和精神内。
类似地，压缩机12可包括多个压缩机级(未示出)。压缩机12的级中的每一个可包括多个周向间隔的喷嘴和动叶。
在图2中以附图标记30示出示例性的热气体路径部件，该部件可包括在涡轮16和/或压缩机12中。在如图所示的示例性实施例中，热气体路径部件30为喷嘴。然而，备选地，根据本公开的热气体路径部件30可以是动叶、护罩块或任何其它合适的部件，其可设置在流过涡轮系统10的热气体的路径中。喷嘴30可包括外壳32。在示例性实施例中，外壳32可以是在端帽34之间延伸的翼型件。在其中外壳32为翼型件的实施例中，该翼型件可具有大体上空气动力学的轮廓。例如，外壳32可具有外表面36和内表面38(图4)。在其中外壳32为翼型件的实施例中，外表面36可限定均在前缘46和后缘48之间延伸的压力侧42和吸力侧44或任何其它合适的空气动力学轮廓。端帽34中的一个或多个可限定开口(未示出)。开口可允许冷却介质50流至由内表面38限定的外壳32的内部52，如本领域中通常已知的那样。
如图2所示，根据本公开的热气体路径部件30还包括一个或多个多孔介质60。在图示实施例中，一个或多个多孔介质60由多个多孔介质插件62构成，该多个多孔介质插件62定位成邻近外壳32的内部38且被构造成包括在轴向(x)方向(沿短轴)、径向(z)方向(沿长轴)和周向(y)方向(通过厚度)上的变化的渗透率(本文所述)。一个或多个多孔介质60构造成控制流过其中的冷却介质50的轴向(沿短轴)、径向(沿长轴)和周向(通过厚度)冷却剂流分布，如由箭头64所示。一个或多个多孔介质60中的每一个可与一个或多个多孔介质60中的其余间隔开，例如如图所示在外壳32的轮廓(例如，空气动力学轮廓)的方向上，或者在任何其它合适的方向上，或者可邻接或以其它方式接触一个或多个多孔介质60中的其余。在一个备选实施例中，单个多孔介质60可被包括和构造成如上所述具有变化的渗透率。
在图3中以附图标记70示出另一个示例性的热气体路径部件，该部件可包括在涡轮16和/或压缩机12中。应当理解，贯穿各个所公开的实施例，类似的元件具有类似的标记。在如图所示的一个示例性实施例中，热气体路径部件70为喷嘴，大体上类似于图2的热气体路径部件30。备选地，根据本公开的热气体路径部件70可以是动叶、护罩块或任何其它合适的部件，其可设置在流过涡轮系统10的热气体的路径中。喷嘴70可包括外壳32。如前所述，外壳32可以是在端帽34之间延伸的翼型件。在其中外壳32为翼型件的实施例中，该翼型件可具有包括外表面36和内表面38(图4)的大体上空气动力学的轮廓。外表面36可限定均在前缘46和后缘48之间延伸的压力侧42和吸力侧44或任何其它合适的空气动力学轮廓。端帽34中的一个或多个可限定开口(未示出)。开口可允许冷却介质50流至由内表面38限定的外壳32的内部52(图4)，如本领域中通常已知的那样。在其中外壳32为翼型件的实施例中，外表面36。
如图3所示，根据本公开的热气体路径部件70还包括一个或多个多孔介质60。在图示实施例中，一个或多个多孔介质60由多个多孔介质插件62构成，该多个多孔介质插件62定位成邻近外壳32的内部38并且构造成包括在轴向(x)、径向(z)和周向(y)方向上的变化的渗透率(本文所述)。相比图2中示出的实施例，在该特定实施例中，一个或多个多孔介质60围绕热气体路径部件70内的已知热点72和已知的冷点74构造。更具体地讲，一个或多个多孔介质60构造成控制围绕已知的热点72和已知的冷点72的轴向、径向和周向冷却剂流分布(如由箭头64所示)，以优化流过其中的冷却介质50的流动并将优化的冷却提供至部件30的热部分。
现在参看图4至图15，示出了示出一个或多个多孔介质60的多个实施例，其包括在轴向“x”和周向“y”方向两者上的变化的渗透率。在一些实施例中，热气体路径部件30、70还可包括用于热气体部件30的冲击套管80，如图4和图5所示。更具体而言，图4中示出的是根据本公开的一个实施例的热气体路径部件(且更具体而言喷嘴)的俯视剖视图。图5示出了根据本公开的一个实施例的图4的热气体路径部件的一部分的近距离展向或径向剖视图。在图示实施例中，冲击套管80可至少部分地设置在外壳32的内部52内且与内表面38间隔开。冲击套管80可具有外表面82和内表面84，并且可具有类似于外壳32的轮廓的轮廓。此外，冲击套管80可限定在内表面84和外表面82之间延伸的一个或多个冲击通路86(图5)。流入外壳32的内部52的冷却介质50可流过这些冲击通路86。在其它实施例中，热气体路径部件30、70可包括在其中的任何合适的套管。例如，套管可包括多个间隔开的板，这些板允许冷却介质50流过它们之间。
这样的冲击通路86可具有任何合适的横截面形状，例如，圆形或椭圆形形状、正方形或矩形形状、三角形或具有任何其它合适的多边形形状。例如，在一些示例性实施例中，冲击通路86可具有大体上圆形的横截面形状，而在其它实施例中，冲击通路86可具有大体上矩形的横截面形状并且被表征为狭槽。
如在图4和图5中进一步示出的，根据本公开的热气体路径部件30包括一个或多个多孔介质60，和更具体地讲一个或多个多孔介质插件62，如前所述。根据本公开的一个或多个多孔介质60中的每一个具有外表面66和内表面68。在如图5中最清楚示出的一个实施例中，外表面66定位成邻近外壳32的内表面38。在其中热气体路径部件30包括冲击套管80(例如，图示的或其它合适的套管)的实施例中，一个或多个多孔介质60定位在热气体路径部件30的外壳32的内表面38和冲击套管80或其它合适的套管之间，使得冲击套管80的外表面82定位成邻近多孔介质60的内表面68。
根据本公开的一个或多个多孔介质60可有利地允许例如外壳32的热气体路径部件30的改善的冷却。例如，在示例性实施例中，由于大体上流过一个或多个多孔介质60的冷却介质50，一个或多个多孔介质60允许从外壳32的传导性热传递。在另外的实施例中，如下文所讨论的，一个或多个多孔介质60可附加地允许外壳32的冲击冷却，从而进一步改善热气体路径部件30的冷却。
根据本公开的一个或多个多孔介质60可由任何合适的一种或多种多孔材料形成，其具有基质90和一个或多个间隙92。例如，在一些实施例中，诸如其基质90的一个或多个多孔介质60可由金属或金属合金泡沫、陶瓷泡沫(例如陶瓷基质复合物泡沫)或碳纤维泡沫形成。泡沫通常通过以下方式形成：将诸如金属、陶瓷或碳纤维的材料与另一种物质混合，且然后将该物质熔融掉，留下多孔泡沫。在其它实施例中，一个或多个多孔介质60可由例如合适的材料或任何其它合适的一种或多种材料的多个填充在一起的压条(bead)形成。一个或多个多孔介质60可因此构造用于使冷却介质50流过其中。冷却介质50可在接触外壳32的内表面38之前流过一个或多个多孔介质60中的间隙92，从而在示例性实施例中有利于对流冷却。
如图5中所示，在一个实施例中，一个或多个多孔介质60在外壳32的轮廓(例如，空气动力学轮廓)的方向上为连续的，使得内表面38的大致整个横截面轮廓邻近多孔介质60。在其它实施例中，内表面38的横截面轮廓的仅一部分可邻近多孔介质。
此外，如附图中所示，一个或多个多孔介质60具有控制局部流动阻力的多维性质，使得能够将冷却介质50控制到所需区域。更具体地讲，多孔介质60构造成包括在轴向方向、径向方向、轴向和径向方向、轴向和周向方向、径向和周向方向或轴向、径向和周向方向中的一个上变化的渗透率。多孔介质60的变化的渗透率使得能够控制流过其中的冷却介质50的轴向、径向、轴向和径向、轴向和周向、径向和周向或轴向、径向和周向冷却剂流分布中的一个。控制一个或多个多孔介质60的局部流动阻力的能力最大化对于给定量的冷却介质50的冷却潜力。在一个实施例中，一个或多个多孔介质60构造成包括在流过其中的冷却介质50的轴向“x”、径向“z”和周向冷却剂流分布中的变化的渗透率。更具体地讲，一个或多个多孔介质60可构造成通过定制轴向、径向和周向壁渗透率和/或孔隙率来控制轴向、径向和周向流分布，以将冷却流50的流动导向至部件表面的不同区域，例如，更具渗透性的部段将具有更高的冷却剂流量。在图示实施例中，一个或多个多孔介质60在轴向方向上具有优先的渗透特性。在一个实施例中，渗透率可优先地在轴向方向被偏置。这种轴向相对于径向和周向的定制可以是客户限定的，以提供冷却至需要这样的冷却的具体位置。
在图5中所示的实施例中，多孔介质60的渗透率被定制以包括从前缘46到后缘48横跨多孔介质60沿轴向“x”并且横跨多孔介质60的主体沿周向“y”变化的渗透率。在该特定实施例中，流动阻力在邻近冲击套管80的一部分多孔介质60中且在轴向方向上靠近前缘46的多孔介质60的左手部分中较大。通过以这种方式构造多孔介质60，在热的外壳32附近且朝后缘48的减小的流动阻力在多孔介质60内形成冷却介质50的非均匀的流分布，其朝热部件壁并且更具体地热外壳32和后缘48偏置。应当理解，冷却介质50的这种非均匀的流分布可通过包括具有在多个方向上变化的渗透率的单个多孔介质插件62、具有变化的渗透率的多个多孔介质插件62、或由沿着冷却介质50的优选流动方向取向的薄固体(或低渗透率多孔介质层)隔开的多个多孔介质62来实现。
如此前暗示的，在一个实施例中，热气体路径部件30可包括多于一个多孔介质60。在包括多个多孔介质插件62的实施例中，多个多孔介质60中的每一个可例如在如图所示外壳32的轮廓(例如空气动力学轮廓)的方向上或在任何其它合适的方向上与一个或多个多孔介质60中的其余间隔开，或者可邻接或以其它方式接触多个多孔介质60中的其余。
如上文所讨论的，在图4和图5中所示的实施例中，冲击套管80可定位成邻近多孔介质60的内表面68，例如以间隔开的关系或邻接内表面68。在这些实施例中，冷却介质50可通过冲击套管80的冲击通路86流至一个或多个多孔介质60。在其它实施例中，如图6至图13中所示，冲击套管80可以可选地包括在热气体路径部件30中。
在示例性实施例中，一个或多个多孔介质60可与外壳32和/或可选的冲击套管80接触。因此，多孔介质60的外表面66可接触外壳32的内表面38。多孔介质60的内表面68可接触冲击套管80的外表面82(当存在时)。在其中多孔介质60接触外壳32和/或冲击套管80的一些实施例中，一个或多个多孔介质60可被压力配合、例如通过合适的粘合剂或结合过程结合、或以其它方式连接到外壳32和/或冲击套管80。在其它实施例中，一个或多个多孔介质60可与外壳32和/或冲击套管80间隔开。因此，根据本公开的一个或多个多孔介质60可与外壳32和冲击套管80两者接触，可与外壳32和冲击套管80两者间隔开、或者可与外壳32或冲击套管80中的一个接触并与外壳32或冲击套管80中的另一个间隔开。
现在参看图6和图7，在如图4-13中可见的示例性实施例中，并且如图7中最清楚地所示，一个或多个冲击通路88可被进一步限定在多孔介质60中。冲击通路88可在多孔介质60的内表面68和外表面66之间延伸。这样的冲击通路88可允许冷却介质50的部分流过其中并且冲击在外壳32的内表面38上，从而冲击冷却外壳32。此外，冷却介质50的部分可进入流至冲击通路88的冲击通路86，且然后从冲击通路88流过多孔介质60中的间隙92，从而以其它方式有利于外壳32的冷却。
类似于冲击通路86，这样的冲击通路88可具有任何合适的横截面形状，例如，圆形或椭圆形形状、正方形或矩形形状、三角形或具有任何其它合适的多边形形状。例如，在一些示例性实施例中，冲击通路88可具有大体上圆形的横截面形状，而在其它实施例中，冲击通路88可具有大体上矩形的横截面形状并且被表征为狭槽。冲击通路88可具有大于、等于或小于冲击通路86的横截面积的横截面积。此外，冲击通路88可具有任何合适的横截面积，并且该横截面积可以是在通路88的整个长度上恒定的，或者可变化，如在图7的最左侧冲击通路88中所示。例如，在一些实施例中，通路88可渐缩，或者可具有受约束的部分或相对较大的部分。
更进一步地，冲击通路88可以是线性的、曲线的或具有任何其它合适的路径。例如，在一些实施例中，冲击通路88可以是曲线的、具有大体上蛇形的路径，例如在图7的最右侧冲击通路88中所示。在其它实施例中，冲击通路88可仅具有线性路径。
根据本公开的冲击通路88可被钻孔或以其它方式形成到多孔介质60中。在其中冲击套管80邻近多孔介质60的实施例中，冲击套管80中的冲击通路86可与多孔介质60的冲击通路88大体上对齐。在其中多孔介质60的内表面68被处理(本文所述)的实施例中，冲击通路88可延伸穿过该处理的表面。
根据本公开的外壳32可进一步限定一个或多个冷却通路96，如图4至图11所示。冷却通路96可在外壳32的内表面38和外表面36之间延伸，如图5、图7和图9所示，或者在涂布层(本文所述)的内表面和外表面之间延伸。这样的冷却通路96可具有任何合适的横截面形状、横截面积和横截面路径。如图7和图9中最清楚地所示，在一些实施例中，冷却通路96可以是膜冷却通路，并且可以是成角度的且形成为使得流过其中且从其排放的冷却介质50接着向涂布层(本文所述)和/或外壳32的外表面36提供膜冷却。
一个或多个冷却通路96可与多孔介质60或者与限定在其中的冲击通路88对齐，如图7中所示。流过冲击通路86和/或88及多孔介质60的冷却介质50可流动进入和通过冷却通路96。在一些实施例中，如在图5中所示，冷却通路96仅延伸通过在内表面38和外表面36之间的外壳32。在其它实施例中，如图9所示，冷却通路96可进一步至少部分地延伸进入且至少部分地限定在多孔介质60中。例如，冷却通路96可延伸穿过多孔介质60的外表面66，如图所示。
如在图6和图7中进一步所示，在一些实施例中，多孔介质60的内表面68可被处理，例如，磨削、锉削(filling)、硬焊、焊接、软焊、涂布或将适当地密封内表面68的任何其它合适的处理技术。这样的处理可密封内表面68，使得限定在多孔介质60中的间隙92不延伸至内表面68。诸如冲击通路86的通路可接着形成为穿过处理的表面。冷却通路96也可以穿过外壳32形成，如上文所讨论地，以允许冷却介质50流过其中。此外，可在多孔介质60中进一步限定如此前描述的一个或多个冲击通路88。冲击通路88可在多孔介质60的内表面68和外表面66之间延伸。
如在图8至11中进一步所示，在一些实施例中，一个或多个多孔介质60可设置在外壳32的外表面36上。在一个实施例中，如在图8和图9中最清楚所示，一个或多个多孔介质60可例如利用TBC粘合层94或其它涂布层处理。这样的处理可密封一个或多个多孔介质60的外表面66，使得限定在一个或多个多孔介质60中的间隙92不延伸至外表面66。诸如冲击通路86的通路可穿过外壳32形成，和/或冲击通路88可穿过处理过的外表面66形成，如前所述，以允许冷却介质50流过其中。一个或多个冷却通路96可穿过如前所述的涂布层94形成。外表面66的处理还可包括磨削、锉削、硬焊、焊接、软焊、或将适当地密封外表面66的任何其它合适的处理技术。
在一个实施例中，如在图10和图11中最清楚所示，一个或多个多孔介质60保持暴露并且不包括套管(例如此前描述的冲击套管86)或诸如通过磨削、锉削、硬焊、焊接、软焊或涂布(例如利用如前所述的TBC粘合层94或其它涂布层)的表面处理。在所描述的实施例中，冷却介质50的流随着通过一个或多个多孔介质60的蒸发(transpiration)冷却而离开。
在又一个实施例中，如图12和图13最清楚所示，多孔介质60可设置成与外壳32共线且包括多个分立的多孔区98。在该实施例中，冷却介质50的流随蒸发冷却而通过多孔介质60离开。在一个实施例中，多个分立的多孔区98和在每个多孔区98内的渗透率和/或孔隙率可被调整以将最大蒸发冷却置于最需要的地方。在一个实施例中，如果翼型件30的一个部段具有较高热负荷，则在该区域中的多孔介质60可具有较低渗透率。此外，该多孔介质60的最下游部分可具有最低的渗透率，以使得最大量的冷却剂介质50在该区域中离开。
现在参看图14和图15，示出了一个或多个多孔介质60的展向部分，其包括变化的渗透率和/或孔隙率以定制和控制穿过其中的冷却流体50的流量。如前所述，一个或多个多孔介质60包括多维性质以控制局部流动阻力，并且因此使得能够将冷却介质50控制到所需区域。通过定制的一个或多个多孔介质60的渗透率和/或孔隙率，流动阻力能够被控制以最大化对于给定量的冷却介质50的冷却潜力。更具体地讲，图14中示出了大体上类似于热气体部件30或70的热气体部件100的中心展向部分，其中一个或多个多孔介质60示出了在如由箭头“z”所示展向方向上变化的渗透率和/或孔隙率。如图所示的一个或多个多孔介质60包括在邻近热气体部件100的翼展的外部104的区域中增加的流动阻力102和在邻近热气体部件100的翼展的中部108的区域中减小的流动阻力106。如由箭头110所示，一个或多个多孔介质60的渗透率和/或孔隙率的定制提供在中部108中冷却剂介质50的向内流动和流量增加。
现在参看图15，示出了大体上类似于热气体部件30或70的热气体部件200的展向部分，其中一个或多个多孔介质60示出了在如由箭头“z”所示的展向方向上变化的渗透率和/或孔隙率。在该特定实施例中，如图所示的一个或多个多孔介质60包括在邻近翼展的外部104的区域中减小的流动阻力106和在邻近翼展的中部108的区域中增加的流动阻力102。如由箭头110所示，一个或多个多孔介质60的变化的渗透率和/或孔隙率有助于在外部104中冷却剂介质50的向外流动和流量增加。
相应地，所描述的是包括一个或多个多孔介质的热气体部件的实施例，其中就渗透率和/或孔隙率而言，一个或多个多孔介质的定制使得能够实现在热气体部件的具体区域中增加的冷却。更具体地讲，通过定制在展向方向(径向)和轴向方向(从前缘到后缘的热气体路径的流动)上多孔介质的渗透率和/或孔隙率，实现了冷却剂介质的流动相对于翼型件的定向控制。通过在厚度方向或周向方向(如果多孔介质设置在垂直于前缘/后缘的侧面上)和/或轴向(如果多孔介质设置在前缘上)和/或径向(如果多孔介质设置在端壁上)上改变多孔介质的渗透率和/或孔隙率，实现了对邻近翼型件表面的冷却剂多少的控制。
该书面描述用示例来公开包括最佳模式的实施例，并且还使本领域技术人员能实施本文中所公开的实施例，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包括在内的方法。本公开的可专利范围由所附权利要求所限定，并且可包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这种其它示例具有与所附权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与所附权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，则这种其它示例意图在所附权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮系统(10)的热气体路径部件(30, 70)，包括：
外壳(32)，其具有外表面(36)和内表面(38)；以及
一个或多个多孔介质(60)，其具有外表面(66)和内表面(68)，所述一个或多个多孔介质(60)构造成包括在下列方向之一上变化的渗透率：轴向方向、径向方向、轴向和径向方向、轴向和周向方向、径向和周向方向、轴向和径向和周向方向，所述多孔介质(60)定位成邻近所述外壳(32)，
其中，所述一个或多个多孔介质(60)定向地控制冷却介质(50)沿轴向、径向、轴向和径向、轴向和周向、径向和周向、轴向和径向和周向中的一个方向流过其中。
2.根据权利要求1所述的热气体路径部件(30, 70)，其特征在于，所述一个或多个多孔介质(60)包括具有变化的渗透率的多个多孔介质插件。
3.根据权利要求1所述的热气体路径部件(30, 70)，其特征在于，所述一个或多个多孔介质(60)的外表面(66)定位成邻近所述外壳(32)的内表面(38)。
4.根据权利要求3所述的热气体路径部件(30, 70)，其特征在于，还包括定位成邻近所述多孔介质(60)的内表面(68)的冲击套管(80)。
5.根据权利要求1所述的热气体路径部件(30, 70)，其特征在于，所述一个或多个多孔介质(60)的内表面(68)定位成邻近所述外壳(32)的外表面(36)。
6.根据权利要求5所述的热气体路径部件(30, 70)，其特征在于，还包括定位成邻近所述多孔介质(60)的外表面(66)的冲击套管(80)。
7.根据权利要求1所述的热气体路径部件(30, 70)，其特征在于，所述多孔介质(60)由金属泡沫、陶瓷泡沫或碳纤维泡沫中的一种形成。
8.根据权利要求1所述的热气体路径部件(30, 70)，其特征在于，所述热气体路径部件(30, 70)为喷嘴。
9.一种用于涡轮系统(10)的热气体路径部件(30, 70)，包括：
外壳(32)，其具有外表面(36)和内表面(38)；以及
一个或多个多孔介质(60)，其具有外表面(66)和内表面(68)，所述一个或多个多孔介质(60)被构造成包括通过所述多孔介质(60)的厚度变化的渗透率，所述多孔介质(60)定位成邻近所述外壳(32)，
其中，所述一个或多个多孔介质(60)定向地控制冷却介质以下列方式流过其中：通过所述多孔介质(60)的厚度。
10.一种涡轮系统(10)，包括：
压缩机(12)；
涡轮(16)，其联接到所述压缩机(12)；以及
多个热气体路径部件(30, 70)，其设置在所述压缩机(12)或所述涡轮(16)中的至少一个中，所述热气体路径部件(30, 70)中的至少一个包括：
外壳(32)，其具有外表面(36)和内表面(38)；以及
一个或多个多孔介质(60)，其具有外表面(66)和内表面(68)，所述一个或多个多孔介质(60)被构造成包括在下列方向之一上变化的渗透率：轴向方向、径向方向、轴向和径向方向、轴向和周向方向、径向和周向方向、轴向和径向和周向方向，所述多孔介质(60)定位成邻近所述外壳(32)，
其中，所述一个或多个多孔介质(60)定向地控制冷却介质(50)以轴向、径向、轴向和径向、轴向和周向、径向和周向、轴向和径向和周向中的一个流过其中。
CN201410041436.5A 2013-03-29 2014-01-28 用于涡轮系统的热气体路径部件 Active CN104074556B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/853,556 2013-03-29
US13/853,556 US10100666B2 (en) 2013-03-29 2013-03-29 Hot gas path component for turbine system
US13/853556 2013-03-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104074556A CN104074556A (zh) 2014-10-01
CN104074556B true CN104074556B (zh) 2017-09-15

Family

ID=51519908

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410041436.5A Active CN104074556B (zh) 2013-03-29 2014-01-28 用于涡轮系统的热气体路径部件

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10100666B2 (zh)
JP (1) JP6329375B2 (zh)
CN (1) CN104074556B (zh)
CH (1) CH707831A2 (zh)
DE (1) DE102014100482A1 (zh)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9663404B2 (en) * 2012-01-03 2017-05-30 General Electric Company Method of forming a ceramic matrix composite and a ceramic matrix component
US9896943B2 (en) * 2014-05-12 2018-02-20 Honeywell International Inc. Gas path components of gas turbine engines and methods for cooling the same using porous medium cooling systems
US10309240B2 (en) * 2015-07-24 2019-06-04 General Electric Company Method and system for interfacing a ceramic matrix composite component to a metallic component
EP3153666A1 (de) * 2015-10-06 2017-04-12 MTU Aero Engines GmbH Keramische hybrid-schaufel für strömungsmaschinen
US20170198988A1 (en) * 2016-01-13 2017-07-13 Hamilton Sundstrand Corporation Vanes for heat exchangers
US10207471B2 (en) * 2016-05-04 2019-02-19 General Electric Company Perforated ceramic matrix composite ply, ceramic matrix composite article, and method for forming ceramic matrix composite article
US20170328207A1 (en) * 2016-05-12 2017-11-16 General Electric Company Cooled component with porous skin
US10508551B2 (en) * 2016-08-16 2019-12-17 General Electric Company Engine component with porous trench
US10612389B2 (en) 2016-08-16 2020-04-07 General Electric Company Engine component with porous section
US20180051568A1 (en) * 2016-08-16 2018-02-22 General Electric Company Engine component with porous holes
JP6856364B2 (ja) * 2016-11-30 2021-04-07 三菱重工業株式会社 ガスタービン用高温部品、ガスタービンの翼及びガスタービン
US11505310B2 (en) 2017-12-21 2022-11-22 Airbus Operations Gmbh Flow body for a vehicle with a compressible skin
CN110735714B (zh) * 2019-10-22 2020-07-17 北京动力机械研究所 一种发动机热防护结构及其加工工艺
US11697994B2 (en) * 2020-02-07 2023-07-11 Raytheon Technologies Corporation CMC component with cooling protection
CN117128537A (zh) * 2023-10-25 2023-11-28 中国科学技术大学 超燃冲压发动机燃烧室的冷却结构和超燃冲压发动机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2098556U (zh) * 1991-06-01 1992-03-11 西安交通大学 涡轮转子冷却叶片
US5605046A (en) * 1995-10-26 1997-02-25 Liang; George P. Cooled liner apparatus
US6105371A (en) * 1997-01-16 2000-08-22 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Control of cooling flows for high-temperature combustion chambers having increased permeability in the downstream direction
CN1527922A (zh) * 2001-07-13 2004-09-08 涡轮机组和燃烧涡轮机的可冷却段
CN101173610A (zh) * 2007-11-16 2008-05-07 清华大学 受热壁面冷却结构以及使用该冷却结构的燃气轮机叶片
US7500828B2 (en) * 2005-05-05 2009-03-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Airfoil having porous metal filled cavities

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3619082A (en) 1968-07-05 1971-11-09 Gen Motors Corp Turbine blade
US5687572A (en) 1992-11-02 1997-11-18 Alliedsignal Inc. Thin wall combustor with backside impingement cooling
EP0702141B1 (en) 1994-09-14 2002-05-08 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Wall assembly for an exhaust gas nozzle of a supersonic jet engine
JPH0941991A (ja) 1995-07-31 1997-02-10 Toshiba Corp ガスタービン燃焼器の冷却構造
US6746755B2 (en) * 2001-09-24 2004-06-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite structure having integral cooling passages and method of manufacture
EP1496140A1 (de) 2003-07-09 2005-01-12 Siemens Aktiengesellschaft Schichtstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Schichtstruktur
US20050249602A1 (en) * 2004-05-06 2005-11-10 Melvin Freling Integrated ceramic/metallic components and methods of making same
US7422417B2 (en) * 2005-05-05 2008-09-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Airfoil with a porous fiber metal layer
US7597533B1 (en) 2007-01-26 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. BOAS with multi-metering diffusion cooling
US8081461B2 (en) 2009-06-25 2011-12-20 International Business Machines Corporation Cooling apparatus with thermally conductive porous material and jet impingement nozzle(s) extending therein
US20120067054A1 (en) 2010-09-21 2012-03-22 Palmer Labs, Llc High efficiency power production methods, assemblies, and systems
US9151173B2 (en) * 2011-12-15 2015-10-06 General Electric Company Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components
US9739157B2 (en) * 2013-03-12 2017-08-22 Rolls-Royce Corporation Cooled ceramic matrix composite airfoil

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2098556U (zh) * 1991-06-01 1992-03-11 西安交通大学 涡轮转子冷却叶片
US5605046A (en) * 1995-10-26 1997-02-25 Liang; George P. Cooled liner apparatus
US6105371A (en) * 1997-01-16 2000-08-22 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Control of cooling flows for high-temperature combustion chambers having increased permeability in the downstream direction
CN1527922A (zh) * 2001-07-13 2004-09-08 涡轮机组和燃烧涡轮机的可冷却段
US7500828B2 (en) * 2005-05-05 2009-03-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Airfoil having porous metal filled cavities
CN101173610A (zh) * 2007-11-16 2008-05-07 清华大学 受热壁面冷却结构以及使用该冷却结构的燃气轮机叶片

Also Published As

Publication number Publication date
US10100666B2 (en) 2018-10-16
JP6329375B2 (ja) 2018-05-23
JP2014206154A (ja) 2014-10-30
CN104074556A (zh) 2014-10-01
DE102014100482A1 (de) 2014-10-02
CH707831A2 (de) 2014-09-30
US20140321994A1 (en) 2014-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104074556B (zh) 用于涡轮系统的热气体路径部件
JP6778505B2 (ja) 一体型ヒートパイプを備えたガスタービンエンジン構成要素
CN109798800A (zh) 波形壁热交换器
CN103422908B (zh) 涡轮转子叶片的末端中的冷却结构
CN101173612B (zh) 涡轮固定环扇形体及涡轮环、涡轮和涡轮机
US20130094971A1 (en) Hot gas path component for turbine system
CN101893255A (zh) 具有传热表面增强件的单件式罐式燃烧器
US8678753B2 (en) Passive flow control through turbine engine
CN108019239A (zh) 用于被冷却结构的交织的近表面被冷却通道
CN103512046A (zh) 用于燃气涡轮机的过渡管道
US20160194967A1 (en) Cooling having tailored flow resistance
JP2016197002A (ja) ターボ機械用のヒートパイプアフタークーリングシステム
EP3390781B1 (en) Cooling features for a gas turbine engine transition duct and corresponding method for forming
CN110192005A (zh) 涡轮元件
CN108691577B (zh) 涡轮发动机的主动间隙控制结构
CN111201370B (zh) 用于分布冷却流体的元件以及相关的涡轮环组件
US20180179899A1 (en) Method and apparatus for brazed engine components
US10138747B2 (en) Seal assembly to seal end gap leaks in gas turbines
WO2017063786A1 (en) Channeling tube and method for manufacturing a channelling tube
CN104791103A (zh) 燃气轮机静-静腔室间的密封结构
CN107461225A (zh) 用于燃气涡轮发动机的喷嘴冷却系统
US11149949B2 (en) Converging duct with elongated and hexagonal cooling features
US20160298465A1 (en) Gas turbine engine component cooling passage with asymmetrical pedestals

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
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.

TR01 Transfer of patent right