CN104246140B - 涡轮喷嘴外部带和翼型件冷却设备 - Google Patents

涡轮喷嘴外部带和翼型件冷却设备 Download PDF

Info

Publication number
CN104246140B
CN104246140B CN201380022134.7A CN201380022134A CN104246140B CN 104246140 B CN104246140 B CN 104246140B CN 201380022134 A CN201380022134 A CN 201380022134A CN 104246140 B CN104246140 B CN 104246140B
Authority
CN
China
Prior art keywords
impact
sections
turbine nozzle
baffle plate
external belt
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
CN201380022134.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104246140A (zh
Inventor
M.S.艾伦
V.H.S.科雷亚
R.普罗克托尔
J.布勒
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
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 CN104246140A publication Critical patent/CN104246140A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104246140B publication Critical patent/CN104246140B/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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2230/00—Manufacture
    • F05B2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05B2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05B2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05B2230/237—Brazing
    • 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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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)

Abstract

涡轮喷嘴节段包括：弓形外部带节段(16)；从外部带节段沿径向向内延伸的翼型件形涡轮导叶(14)，涡轮导叶具有中空内部；冲击挡板组件(68)，其固定于外部带，以便限定与外部带节段协作的冲击腔体，其中，冲击挡板组件具有形成于其中的至少一个冲击孔(90)，该至少一个冲击孔(90)布置成引导外部带节段处的冷却空气；以及至少一个冲击插件(65，67)，其具有形成于其中的至少一个冲击孔(69)，设置在涡轮导叶的内部中，冲击插件与冲击挡板组件中的开口匹配，使得冲击挡板被隔离而无法与冲击腔体直接流体连通。

Description

涡轮喷嘴外部带和翼型件冷却设备
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮发动机涡轮，并且更特别地，涉及用于冷却此类发动机的涡轮区段的方法。
背景技术
燃气涡轮发动机包括涡轮机核心，该涡轮机核心具有成连续流关系的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮(“HPT”)。核心能够以已知方式操作，以产生主气体流。在涡轮喷气飞机或涡轮风扇发动机中，核心排气引导穿过喷嘴，以产生推力。涡轮轴发动机使用核心下游的低压或“工作”涡轮来从主流中抽取能量，以驱动轴或其它机械负载。
HPT包括成环形阵列(“成排”)的固定导叶或喷嘴，其将离开燃烧器的气体引导到旋转的叶片或动叶中。一排喷嘴和一排叶片共同组成“级”。典型地，以连续流的关系使用两个或更多个级。这些构件在极其高的温度环境中操作，并且必须由空气流冷却，以确保足够的使用寿命。典型地，从压缩机中的一个或更多个点中抽取用于冷却的空气。这些放出流表示热动力循环的净功输出和/或推力损失。它们增加燃料消耗率(SFC)，并且大体上尽可能多地最小化。
已经使用“短管(spoolie)”馈送式歧管盖或具有短管馈送式翼型件插件的连续冲击环来冷却现有技术的HPT喷嘴。对于第一系统，空气在外部带上方馈送到歧管中，并且接着流到翼型件中，而不直接冷却外部带。第二种构造利用单独的冲击环来冷却外部带，但该流易于通过相邻喷嘴节段之间的间隙泄漏。在任一种情况下，涡轮喷嘴冷却都没有期望的那样有效。
因此，存在对以最小节段间泄漏来冷却涡轮外部带和喷嘴的需要。
发明内容
本发明解决了该需要，本发明对单独的涡轮喷嘴外部带节段提供独立的冲击冷却。
根据本发明的一方面，一种涡轮喷嘴节段包括弓形外部带节段；从外部带节段沿径向向内延伸的翼型件形涡轮导叶，涡轮导叶具有中空内部；冲击挡板组件，其固定于外部带，以便限定与外部带节段协作的冲击腔体，其中，冲击挡板组件具有形成于其中的至少一个冲击孔，该至少一个冲击孔布置成引导外部带节段处的冷却空气；以及至少一个冲击插件，其具有形成于其中的至少一个冲击孔，设置在涡轮导叶的内部中，至少一个冲击插件与冲击挡板组件中的开口匹配，使得至少一个冲击插件被隔离而无法与冲击腔体直接流体连通。
根据本发明的另一方面，一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴组件包括：布置成环形阵列的多个涡轮喷嘴节段，各个涡轮喷嘴节段包括：弓形外部带节段；从外部带节段沿径向向内延伸的翼型件形涡轮导叶，涡轮导叶具有中空内部；冲击挡板组件，其固定于外部带，以便限定与外部带节段协作的冲击腔体，其中，冲击挡板组件具有形成于其中的至少一个冲击孔，该至少一个冲击孔布置成引导外部带节段处的冷却空气；以及至少一个冲击插件，其具有形成于其中的至少一个冲击孔，设置在涡轮导叶的内部中，至少一个冲击挡板与冲击挡板组件中的开口匹配，使得至少一个冲击挡板被隔离而无法与冲击腔体直接流体连通；以及包围涡轮喷嘴节段的环形支承结构。
附图说明
可通过参照结合附图进行的以下描述来最佳地理解本发明，其中：
图1是根据本发明的方面构建的燃气涡轮发动机的高压涡轮区段的横截面图；
图2是图1中显示的具有冲击挡板组件的涡轮喷嘴的分解透视图；
图3是图2中显示的组装在一起的显示的涡轮喷嘴和冲击挡板组件的透视图；
图4是冲击挡板组件的第一透视图；
图5是冲击挡板组件的第二透视图；以及
图6是包括冲击插件的冲击挡板组件的透视图。
具体实施方式
参照附图，其中，相同附图标记遍及各图表示相同元件，图1描绘高压涡轮(“HPT”)10的一部分，高压涡轮10是已知类型的燃气涡轮发动机的一部分。HPT10的功能为从来自上游燃烧器(未显示)的高温的加压燃烧气体中抽取能量，以及以已知的方式将能量转换成机械功。HPT10通过轴驱动上游压缩机(未显示)，以便将加压空气供应至燃烧器。
本文中描述的原理同样适用于涡轮轴、涡轮螺旋桨飞机、涡轮喷气飞机和涡轮风扇发动机，以及用于其它车辆或固定应用的涡轮发动机。
HPT10包括第一级喷嘴12，第一级喷嘴12包括多个沿周向隔开的翼型件形中空第一级导叶14，其支承在弓形的分段式第一级外部带16和弓形的分段式第一级内部带18之间。第一级导叶14、第一级外部带16和第一级内部带18布置到共同形成完整的360°组件的多个沿周向邻接的喷嘴节段中。第一级外部带16和第一级内部带18分别限定外部径向流径边界和内部径向流径边界，用于热的气体料流流过第一级喷嘴12。第一级导叶14构造成以便将燃烧气体最佳地引导到第一级转子20。
第一级转子20包括成阵列的翼型件形第一级涡轮叶片22，其从第一级盘24向外延伸，第一级盘24围绕发动机的中心线轴线旋转。节段式弓形第一级护罩26布置成以便紧密地包围第一级涡轮叶片22，并且从而限定外部径向流径边界，用于热的气体料流流过第一级转子20。
第二级喷嘴28定位在第一级转子20下游，并且包括多个沿周向隔开的翼型件形中空第二级导叶30，其支承在弓形的节段式第二级外部带32和弓形的节段式第二级内部带34之间。第二级导叶30、第二级外部带32和第二级内部带34布置到共同形成完整的360°组件的多个沿周向邻接的喷嘴节段36(参见图3)中。第二级外部带32和第二级内部带34分别限定外部径向流径边界和内部径向流径边界，用于热的气体料流流过第二级涡轮喷嘴34。第二级导叶30构造成以便将燃烧气体最佳地引导到第二级转子38。
第二级转子38包括成径向阵列的翼型件形第二级涡轮叶片40，其从第二级盘42沿径向向外延伸，第二级盘42围绕发动机的中心线轴线旋转。节段式弓形第二级护罩44布置成以便紧密地包围第二级涡轮叶片40，并且从而限定外部径向流径边界，用于热的气体料流流过第二级转子38。
第一级护罩26的节段由成阵列的弓形第一级护罩吊架46支承，成阵列的弓形第一级护罩吊架46进而例如使用示出的钩子、轨道和C形夹以已知的方式由弓形护罩支承件48承载。
第二级喷嘴28部分地由至第一级护罩吊架46和护罩支承件48的机械连接支承。各个第二级导叶30是中空的，以便能够以已知的方式接收冷却空气。
图2-5更详细地示出第二级喷嘴28的结构。第二级喷嘴仅用作示例，并且本发明的原理适用于任何涡轮翼型件。图3显示单独的喷嘴节段36。在示出的示例中，喷嘴节段36是“单一”铸件，其包括外部带32的节段50、内部带34的节段52，以及中空的第二级导叶30。第二级导叶30的中空内部被横向隔壁35分成前部腔体31和后部腔体33。外部带节段50包括中心部分53、弓形的沿径向向外延伸的前部轨道54，以及弓形的沿径向向外延伸的后部轨道56。中心部分53包括隆起的凸出部51，其遵从第二级导叶30的横截面形状。前部轨道54、中心部分53和后部轨道56全部都在外部带节段50的各个侧向侧部上的公共侧面58处终止。各个侧面58可并入相应的沿径向内部轨道59和沿径向外部轨道61，在它们之间有开放空间或“窗口”。侧面58包括形成于其中的成型式的密封件槽口62，以接收一组花键密封件(未显示)。在示出的示例中，密封件槽口62沿着前部轨道54和后部轨道56和内部轨道59和外部轨道61布置，以便限定具有闭合周界的大致像长方形的四边形状。花键密封件是已知类型的密封件，其包括由金属或其它适当的材料制成的薄平条(该薄平条在大小上设置成接收在密封件槽口中)，并且具有在安装在发动机中时，足以横跨相邻喷嘴节段36之间的间隙的宽度。
前部冲击插件65和后部冲击插件67分别设置在前部腔体31和后部腔体33中。各个冲击插件65和67沿径向伸长，并且具有大体符合相应的腔体31或33的形状的横截面形状。多个冲击孔69形成穿过各个冲击插件65和67。如本文所用，用语“冲击孔”指的是冷却孔，其大小、形状和位置意于相对于相对的表面喷射冷却空气射流，该冷却孔不同于例如稀释孔或薄膜冷却孔。
在图4和5中最佳地看到的冲击挡板组件68安装于外部带节段50。冲击挡板组件68包括四边式框架70，四边式框架70具有前部边缘72、后部边缘74和间隔开的侧部边缘76。
冲击挡板组件68还包括从框架70沿径向向内延伸的冲击挡板80。冲击挡板80可与框架70集成，或者其可为连结于框架70的单独构件。在示出的示例中，冲击挡板80包括形成为浅“V”形的前壁82和后壁84，以及间隔开的侧壁86。后部壁84具有形成于其中的前部开口88和后部开口89，它们在形状和大小上设置成分别接收冲击插件65和67。在该示例中，开口88和89为翼型件形的。多个冲击孔90形成穿过冲击挡板80。
图3显示冲击挡板组件68安装于外部带节段50。框架70的前部边缘72与外部带节段50的前部轨道54匹配，而框架70的后部边缘74与外部带节段50的后部轨道56匹配。冲击腔体79限定在冲击挡板80和外部带节段50之间。冲击插件65和67分别与冲击挡板80的开口88和89匹配。冲击挡板组件68例如通过围绕框架70的周界硬钎焊或焊接而固定于外部带节段50。注意到，并入了外部轨道61的端面58的“高壁”构造提供完整的周界，用于将框架70密封于外部带节段50，而在两个构件之间不需要接搭处，并且对框架70的径向位置尤其不敏感。围绕冲击插件65和67的外径至开口88和89的周界硬钎焊或焊接操作确保了预冲击空气没有直接的泄漏路径。出于制造目的，可提供框架70、冲击挡板80和冲击插件65和67作为不可分开的组件(参见图5)，接着将其组装于外部带节段50。冲击挡板80的底部或沿径向内部表面还可沿着闭合路径硬钎焊或以别的方式联结于隆起的凸起部51，以便防止空气从导叶30的内部泄漏到冲击腔体79中。
并入了内部轨道59和外部轨道61的端面58的该“高壁”密封构造提供端部间隙密封的多余方法，其有效地最小化较高的压力、预冲击空气泄漏路径。因此，不引入额外的泄漏路径，因为包括了通过内部轨道59和外部轨道61之间的“窗口”而暴露的冲击腔体79。
在运行中，压缩机排出空气或另一个适当的冷却空气流按已知的方式输送至护罩支承件48。冷却空气进入由图1中标为“C”的箭头所描绘的冲击挡板组件外侧的区域。该“预冲击”空气的一部分通过开口88和89流到冲击插件65和67中。预冲击空气的另一部分作为连续的射流离开冲击孔90，该连续的射流冲击外部带节段50并且冷却其。接着，用过的冲击空气(“后冲击空气”)可发送穿过合适的孔，并且用于其它目的，诸如吹扫穿过前部轨道54和后部轨道56，或者穿过外部带节段50的薄膜冷却。开口88和89被隔离而无法与冲击腔体79直接流体连通。
该构造提供若干个优点。通过将冲击挡板组件68集成地连结于外部带节段50，可使用高压空气来冲击冷却外部带节段50，而没有相关联的节段间泄漏惩罚。
本发明取代了在商业性高压涡轮定子组件中常用的常规冲击环组件。消除冲击环组件很可能通过减少总零件数和复杂性来改进组装的容易。另外，由于本发明的备选实施，从而减轻了冲击环组件特有的观察到的现场耐用性和磨损问题。
以上已经描述了用于涡轮喷嘴的冷却布置。虽然已经描述了本发明的特定实施例，但将对本领域技术人员显而易见的是，可在不偏离本发明的精神和范围的情况下对本发明作出各种修改。因此，提供本发明的优选实施例的前述描述和用于实践本发明的最佳模式，仅为了说明目的而不是限制目的。

Claims (24)

1.一种涡轮喷嘴节段，包括：
弓形外部带节段；
从所述外部带节段沿径向向内延伸的翼型件形涡轮导叶，所述涡轮导叶具有中空内部；
冲击挡板组件，其固定于所述外部带，以便限定与所述外部带节段协作的冲击腔体，其中，所述冲击挡板组件具有形成于其中的至少一个冲击孔，所述至少一个冲击孔布置成引导所述外部带节段处的冷却空气；以及
至少一个冲击插件，其具有形成于其中的至少一个冲击孔，设置在所述涡轮导叶的内部中，所述至少一个冲击插件与所述冲击挡板组件中的开口匹配，使得所述至少一个冲击插件被隔离而无法与所述冲击腔体直接流体连通。
2.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于：
所述外部带节段包括中心部分、弓形的沿径向向外延伸的前部轨道，以及弓形的沿径向向外延伸的后部轨道；并且
所述前部轨道、所述中心部分和所述后部轨道全部在所述外部带节段的各个侧向侧部上的公共侧面处终止。
3.根据权利要求2所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，各个侧面包括形成于其中的至少一个密封件槽口，所述至少一个密封件槽口构造成接收花键密封件。
4.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，框架包括前部边缘、后部边缘和间隔开的侧部边缘，所述前部边缘与所述外部带节段的前部轨道匹配，而所述后部边缘与所述外部带节段的后部轨道匹配。
5.根据权利要求3所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，所述外部带节段的侧面中的各个侧面限定间隔开的沿径向内部和外部轨道。
6.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，前部冲击插件和后部冲击插件在所述涡轮导叶的内部中被接收，并且分别与所述冲击挡板组件的前部开口和后部开口匹配。
7.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，所述冲击插件具有翼型件横截面形状。
8.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，所述冲击挡板具有形成于其中的多个冲击孔。
9.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，所述冲击挡板组件包括四边式框架和从所述框架沿径向向内延伸的冲击挡板。
10.根据权利要求3所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，所述冲击挡板组件硬钎焊于所述外部带。
11.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，所述冲击插件硬钎焊于所述冲击挡板。
12.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴节段，其特征在于，所述涡轮喷嘴节段进一步包括内部带的节段。
13.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴组件，包括：
布置成环形阵列的多个涡轮喷嘴节段，各个涡轮喷嘴节段包括：
弓形外部带节段；
从所述外部带节段沿径向向内延伸的翼型件形涡轮导叶，所述涡轮导叶具有中空内部；
冲击挡板组件，其固定于所述外部带，以便限定与所述外部带节段协作的冲击腔体，其中，所述冲击挡板组件具有形成于其中的至少一个冲击孔，所述至少一个冲击孔布置成引导所述外部带节段处的冷却空气；以及
至少一个冲击插件，其具有形成于其中的至少一个冲击孔，设置在所述涡轮导叶的内部中，所述至少一个冲击插件与所述冲击挡板组件中的开口匹配，使得所述至少一个冲击插件被隔离而无法与所述冲击腔体直接流体连通；以及
包围所述涡轮喷嘴节段的环形支承结构。
14.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于：
各个外部带节段包括中心部分、弓形的沿径向向外延伸的前部轨道，以及弓形的沿径向向外延伸的后部轨道；并且
所述前部轨道、所述中心部分和所述后部轨道全部都在所述外部带节段的各个侧向侧部上的公共侧面处终止。
15.根据权利要求14所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，各个侧面包括形成于其中的至少一个密封件槽口，所述至少一个密封件槽口构造成接收花键密封件。
16.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，各个框架包括前部边缘、后部边缘和间隔开的侧部边缘，所述前部边缘与相关联的外部带节段的所述前部轨道匹配，而所述后部边缘与所述相关联的外部带节段的后部轨道匹配。
17.根据权利要求16所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，各个外部带节段的侧面中的各个侧面限定间隔开的径向内部和外部轨道。
18.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，前部冲击插件和后部冲击插件在所述涡轮导叶的内部中被接收，并且分别与所述冲击挡板组件的前部开口和后部开口匹配。
19.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，各个开口具有跑道横截面形状。
20.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，各个冲击挡板具有形成于其中的多个冲击孔。
21.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，所述冲击挡板组件包括四边式框架和从所述框架沿径向向内延伸的冲击挡板。
22.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，所述冲击挡板组件硬钎焊于所述外部带。
23.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，各个开口硬钎焊于所述相关联的冲击挡板。
24.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴组件，其特征在于，所述涡轮喷嘴组件进一步包括内部带的节段。
CN201380022134.7A 2012-04-27 2013-04-15 涡轮喷嘴外部带和翼型件冷却设备 Active CN104246140B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261639474P 2012-04-27 2012-04-27
US61/639474 2012-04-27
US13/662,284 US9845691B2 (en) 2012-04-27 2012-10-26 Turbine nozzle outer band and airfoil cooling apparatus
US13/662284 2012-10-26
PCT/US2013/036524 WO2013162928A1 (en) 2012-04-27 2013-04-15 Turbine nozzle outer band and airfoil cooling apparatus

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104246140A CN104246140A (zh) 2014-12-24
CN104246140B true CN104246140B (zh) 2016-10-26

Family

ID=48170833

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380022134.7A Active CN104246140B (zh) 2012-04-27 2013-04-15 涡轮喷嘴外部带和翼型件冷却设备

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9845691B2 (zh)
EP (1) EP2844838A1 (zh)
JP (1) JP6190874B2 (zh)
CN (1) CN104246140B (zh)
BR (1) BR112014026862A2 (zh)
CA (1) CA2870641A1 (zh)
WO (1) WO2013162928A1 (zh)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10590785B2 (en) * 2014-09-09 2020-03-17 United Technologies Corporation Beveled coverplate
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
US10450880B2 (en) * 2016-08-04 2019-10-22 United Technologies Corporation Air metering baffle assembly
US10583489B2 (en) 2017-04-26 2020-03-10 General Electric Company Method of providing cooling structure for a component
US10900378B2 (en) 2017-06-16 2021-01-26 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages
US10677084B2 (en) 2017-06-16 2020-06-09 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement
EP3650656A1 (en) * 2017-09-15 2020-05-13 General Electric Company Polska sp. z o.o. Inner band assembly for a turbine nozzle
EP3543468B1 (en) * 2018-02-20 2020-09-30 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement
EP3530882A1 (en) * 2018-02-26 2019-08-28 MTU Aero Engines GmbH Method of manufacturing a guide vane segment for a gas turbine and vane segment having a goating
US10951095B2 (en) 2018-08-01 2021-03-16 General Electric Company Electric machine arc path protection
US11702941B2 (en) * 2018-11-09 2023-07-18 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with baffle having flange ring affixed to platform
US11903101B2 (en) 2019-12-13 2024-02-13 Goodrich Corporation Internal heating trace assembly
US11680488B2 (en) 2019-12-20 2023-06-20 General Electric Company Ceramic matrix composite component including cooling channels and method of producing
JP2021143658A (ja) * 2020-03-13 2021-09-24 東芝エネルギーシステムズ株式会社 タービン静翼
US11365642B2 (en) 2020-04-09 2022-06-21 Raytheon Technologies Corporation Vane support system with seal
CN111636929A (zh) * 2020-06-01 2020-09-08 浙江燃创透平机械股份有限公司 一种燃气轮机涡轮静叶片冷却结构
US11994292B2 (en) * 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
JP2009299601A (ja) * 2008-06-13 2009-12-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン静翼構造

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844343A (en) 1973-02-02 1974-10-29 Gen Electric Impingement-convective cooling system
GB1519590A (en) 1974-11-11 1978-08-02 Rolls Royce Gas turbine engine
US4688988A (en) * 1984-12-17 1987-08-25 United Technologies Corporation Coolable stator assembly 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
US5160241A (en) 1991-09-09 1992-11-03 General Electric Company Multi-port air channeling assembly
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
ES2144147T3 (es) 1994-11-10 2000-06-01 Siemens Westinghouse Power Alabe de turbina de gas con mortaja interna refrigerada.
US6386825B1 (en) 2000-04-11 2002-05-14 General Electric Company Apparatus and methods for impingement cooling of a side wall of a turbine nozzle segment
US6413040B1 (en) 2000-06-13 2002-07-02 General Electric Company Support pedestals for interconnecting a cover and nozzle band wall in a gas turbine nozzle segment
EP1191189A1 (de) 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenschaufel
US6416284B1 (en) 2000-11-03 2002-07-09 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
US6543993B2 (en) 2000-12-28 2003-04-08 General Electric Company Apparatus and methods for localized cooling of gas turbine nozzle walls
US6652220B2 (en) 2001-11-15 2003-11-25 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6779597B2 (en) 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US6769865B2 (en) 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
US6761529B2 (en) * 2002-07-25 2004-07-13 Mitshubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling structure of stationary blade, and gas turbine
US7008185B2 (en) 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
US7008178B2 (en) 2003-12-17 2006-03-07 General Electric Company Inboard cooled nozzle doublet
US7086829B2 (en) 2004-02-03 2006-08-08 General Electric Company Film cooling for the trailing edge of a steam cooled nozzle
US7007488B2 (en) 2004-07-06 2006-03-07 General Electric Company Modulated flow turbine nozzle
FR2907841B1 (fr) * 2006-10-30 2011-04-15 Snecma Secteur d'anneau de turbine de turbomachine
US7946801B2 (en) 2007-12-27 2011-05-24 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
US8205458B2 (en) * 2007-12-31 2012-06-26 General Electric Company Duplex turbine nozzle
US8292580B2 (en) * 2008-09-18 2012-10-23 Siemens Energy, Inc. CMC vane assembly apparatus and method
US8142137B2 (en) * 2008-11-26 2012-03-27 Alstom Technology Ltd Cooled gas turbine vane assembly
US8292573B2 (en) 2009-04-21 2012-10-23 General Electric Company Flange cooled turbine nozzle

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
JP2009299601A (ja) * 2008-06-13 2009-12-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン静翼構造

Also Published As

Publication number Publication date
US20130309079A1 (en) 2013-11-21
WO2013162928A1 (en) 2013-10-31
US9845691B2 (en) 2017-12-19
JP6190874B2 (ja) 2017-08-30
BR112014026862A2 (pt) 2017-06-27
CA2870641A1 (en) 2013-10-31
JP2015514921A (ja) 2015-05-21
CN104246140A (zh) 2014-12-24
EP2844838A1 (en) 2015-03-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104246140B (zh) 涡轮喷嘴外部带和翼型件冷却设备
US11846209B2 (en) Turbine engine inducer assembly
US7607885B2 (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engines
CN104246138B (zh) 具有局部壁厚控制的涡轮翼型件及涡轮叶片
CN103906896B (zh) 用于燃气涡轮发动机的护罩设备
EP2578939B1 (en) Combustor and method for supplying flow to a combustor
EP3090163B1 (en) Compressor rim thermal management
CN104919140A (zh) 用于燃气轮机组件的排气段的喷吹和冷却空气
US8353165B2 (en) Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of fabricating same
CN102562169B (zh) 轴向流类型燃气轮机
EP2538138A2 (en) Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
CN104105842A (zh) 翼型件冷却回路
EP2458159B1 (en) Gas turbine of the axial flow type
JP2017129130A (ja) ガスタービンエンジンの冷却式燃焼器
AU2011250790A1 (en) Gas turbine of the axial flow type
EP2458155A2 (en) Gas turbine of the axial flow type
CA2992684A1 (en) Turbine housing assembly
CN107461225B (zh) 用于燃气涡轮发动机的喷嘴冷却系统
EP3011155B1 (en) Heat shield

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