CN104929694B - 具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法 - Google Patents

具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104929694B
CN104929694B CN201510048539.9A CN201510048539A CN104929694B CN 104929694 B CN104929694 B CN 104929694B CN 201510048539 A CN201510048539 A CN 201510048539A CN 104929694 B CN104929694 B CN 104929694B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
delivery outlet
hot gas
gas path
component
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
CN201510048539.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104929694A (zh
Inventor
B.C.巴尔
R.克莱尔蒂
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 CN104929694A publication Critical patent/CN104929694A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104929694B publication Critical patent/CN104929694B/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
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/311—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being in line
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/312—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being parallel to each other
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/38—Arrangement of components angled, e.g. sweep angle
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Furnace Details (AREA)

Abstract

一种热气体路径构件，其包括基底，基底具有暴露于热气流的外表面和暴露于冷却流的内表面。一对或更多对冷却供应入口形成于基底的内表面处以用于接收冷却空气流。一对或更多对冷却供应出口形成于基底的外表面处以用于排放冷却空气流。冷却流通道穿过基底并且在冷却供应入口和冷却供应出口中的各个之间延伸以用于允许冷却空气流通过。一对或更多对冷却供应出口中的各对构造为具有互补复合角度α和β，其中，α1和α2是从一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的冷却流的喷射角度分量，并且β1和β2是从一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的冷却流的复合横向角度分量，并且其中，横向角度分量β1和β2具有相同符号。

Description

具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法
技术领域
本公开大体涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及其中的膜冷却。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压并且在燃烧器中与燃料混合以用于生成热燃烧气体。从如下构件中的气体提取能量：高压涡轮(HPT)，其驱动压缩机；和低压涡轮(LPT)，其驱动涡轮风扇航空发动机应用中的风扇，或者驱动航海和产业应用的外部轴。
发动机效率与燃烧气体的温度一起增长。但是，燃烧气体加热沿着它们的流路的各种构件，这又要求它们的冷却来获得长得可接受的发动机寿命。典型地，热气体路径构件由来自压缩机的放出空气冷却。该冷却过程降低了发动机效率，因为放出的空气在燃烧工序中未得到使用。
燃气涡轮发动机冷却技术是成熟的，并且包括用于冷却回路和各种热气体路径构件中的特征的各种方面的许多专利。例如，燃烧器包括径向外衬套和内衬套，它们在操作期间要求冷却。涡轮喷嘴包括支撑在外带与内带之间的中空静叶，其也要求冷却。涡轮转子叶片是中空的，并且典型地包括其中的冷却回路，其中，叶片由也要求冷却的涡轮围带围绕。热燃烧气体通过排气装置排放，该排气装置也可为有衬里的并且适当地冷却的。
在所有这些示范燃气涡轮发动机构件中，典型地使用高强度超级合金金属的薄壁来降低构件重量并使对其冷却的需求最小化。为这些单独构件在发动机中的它们对应的环境中调整各种冷却回路和特征。例如，一系列的内部冷却通路或盘管(serpentine)可形成在热气体路径构件中。可将可通过涡轮发动机的压缩机供应的冷却流体(例如相对冷的加压空气供应源)从压室提供至盘管，并且冷却流体可流动通过通路，通过形成在壁表面上的一个或更多个小孔离开，从而冷却热气体路径构件基底和任何相关的涂层。但是，该冷却策略通常导致比较低效的热传递和不均匀的构件温度分布。
如所指出，在一些情况下，压缩空气的供应通过翼形件表面上的小孔释放。以该方式释放，空气的供应在翼形件表面处形成相对冷的空气的薄层或膜，这既冷却部分又将该部分与围绕其的较高温度隔离。该类型的冷却通常称作“膜冷却”。膜冷却包括复杂的三维流。自由流和冷却孔或射流之间的相互作用影响整体膜效力。但是，该类型的膜冷却需付出成本。压缩空气的以这种方式在翼形件表面上方的释放降低了发动机的航空效率。此外，离开冷却孔进入高温气体的自由流通路中的冷却流体易于与壁表面分离，以至于膜冷却的效率较低。现有设计技术专注于成形的冷却孔，其使用成形孔的几何形状来减缓和扩散膜冷却，从而导致更高的膜效力，但是制造起来可能是昂贵的。作为结果，存在对于改善的冷却策略(包括用于涡轮翼形件的改善的膜冷却)的持续存在的需求。
因此将期望提供一种热气体路径构件和在热气体路径构件中形成冷却结构的方法，该方法提供不因上述缺点受损的更有效和灵活的冷却设计。
发明内容
现有技术的这些和其它缺点通过本公开得到解决，本公开提供带有复合成角度冷却特征的构件和制造方法。
本公开的一方面在于热气体路径构件。热气体路径构件包括：基底，其具有暴露于热气流的外表面和暴露于冷却流的内表面，内表面限定至少一个内部空间；和一对或更多对冷却供应入口，其形成在基底的内表面处以用于接收冷却空气流；一对或更多对冷却供应出口，其形成在基底的外表面处以用于排放冷却空气流；和冷却流通道，其穿过所述基底并且在冷却供应入口和冷却供应出口中的各个之间延伸以用于允许冷却空气流从冷却供应入口通过至冷却供应出口。一对或更多对冷却供应出口中的各对构造为具有互补复合角度α和β，其中α1和α2是从一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的冷却流的相对于基底的外和内表面测得的喷射角度分量，并且β1和β2是从一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的冷却流在沿着外表面的平面上且相对于z轴线的复合横向角度分量，z轴线相对于外部热气体的流动方向对准，并且其中，横向角度分量β1和β2具有相同符号。
本公开的另一方面在于热气体路径构件的壁。该壁包括相反的内和外表面，内和外表面具有两个或更多个复合成角度膜冷却孔，该膜冷却孔纵向地延伸穿过内和外表面，并且在两个或更多个冷却供应入口与两个或更多个冷却供应出口之间延伸，该两个或更多个冷却供应入口形成于内表面处以用于接收冷却流，该两个或更多个冷却供应出口形成在外表面处以用于排放冷却流，两个或更多个冷却供应入口中的各个经由冷却流通道与两个或更多个冷却供应出口中的一个流体连通。两个或更多个复合成角度膜冷却孔中的各个成对地构造成具有互补复合角度α和β，其中α1和α2是从一对冷却供应出口排放的冷却流的相对于基底的外和内表面测得的喷射角度分量，并且β1和β2是从该对冷却供应出口排放的冷却流在沿着外表面的平面上且相对于z轴线的复合横向角度分量，z轴线相对于外部热气体的流动方向对准，并且其中，横向角度分量β1和β2具有相同符号。
技术方案1：一种热气体路径构件，包括：
基底，其具有暴露于热气流的外表面和暴露于冷却流的内表面，所述内表面限定至少一个内部空间；和
一对或更多对冷却供应入口，其形成在所述基底的内表面处以用于接收冷却空气流；一对或更多对冷却供应出口，其形成在所述基底的外表面处以用于排放所述冷却空气流；和冷却流通道，其穿过所述基底并且在所述冷却供应入口和冷却供应出口中的各个之间延伸，以用于允许所述冷却空气流从所述冷却供应入口通过至所述冷却供应出口；
其中，所述一对或更多对冷却供应出口中的各对构造为具有互补复合角度α和β，其中，α1和α2是从所述一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的所述冷却流的相对于所述基底的外和内表面测得的喷射角度分量，并且β1和β2是从所述一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的所述冷却流在沿着所述外表面的平面上且相对于z轴线的复合横向角度分量，z轴线相对于外部热气体的流动方向对准，并且其中，所述横向角度分量β1和β2具有相同符号。
技术方案2：根据技术方案1所述的热气体路径构件，其特征在于，所述冷却流通道中的各个从所述外表面延伸至所述内表面。
技术方案3：根据技术方案1所述的热气体路径构件，其特征在于，所述一对或更多对冷却供应出口中的各对包括上游供应出口和下游供应出口。
技术方案4：根据技术方案3所述的热气体路径构件，其特征在于，所述一对或更多对冷却供应出口中的各对构造为使得所述上游供应出口遮蔽所述下游供应出口。
技术方案5：根据技术方案3所述的热气体路径构件，其特征在于，在存在两对或更多对冷却供应出口的情况下，所述上游冷却供应出口中的各个具有孔直径D1，并且所述下游冷却供应出口中的各个具有孔直径D2，并且在所述上游冷却供应出口与所述下游冷却供应出口之间具有△X的流向间隔和△Z的侧向间隔，其中，△X/D在2-10的范围中，并且△Z/D在所述上游供应出口无量纲间隔的正或负二分之一(±1/2*P/D)的范围中。
技术方案6：根据技术方案5所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2在﹣90°至90°的范围中。
技术方案7：根据技术方案6所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2在-45°至45°的范围中。
技术方案8：根据技术方案5所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2相同。
技术方案9：根据技术方案5所述的热气体路径构件，其特征在于，所述喷射角度分量α1和α2相对于所述内表面或所述外表面中的一个在10°至90°的范围中。
技术方案10：根据技术方案9所述的热气体路径构件，其特征在于，所述喷射角度分量α1和α2相对于所述内表面或所述外表面中的一个在25°至45°的范围中。
技术方案11：根据技术方案5所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2在-45°至45°的范围中，并且所述喷射角度分量α1和α2相对于所述内表面或所述外表面中的一个在25°至45°的范围中。
技术方案12：一种热气体路径构件的壁，包括：
相反的内和外表面，其具有两个或更多个复合成角度膜冷却孔，所述膜冷却孔纵向地延伸穿过所述内和外表面，并且在两个或更多个冷却供应入口与两个或更多个冷却供应出口之间延伸，该两个或更多个冷却供应入口形成于所述内表面处以用于接收冷却流，且该两个或更多个冷却供应出口形成于所述外表面处以用于排放所述冷却流，所述两个或更多个冷却供应入口中的各个经由冷却流通道与所述两个或更多个冷却供应出口中的一个流体连通，
所述两个或更多个复合成角度膜冷却孔中的各个成对地构造成具有互补的复合角度α和β11和α21和α2是从一对冷却供应出口排放的所述冷却流的相对于基底的外和内表面测得的喷射角度分量，并且β1和β2是从该对冷却供应出口排放的所述冷却流在沿着所述外表面的平面上且相对于z轴线的复合横向角度分量，z轴线相对于外部热气体的流动方向对准，并且其中，所述横向角度分量β1和β2具有相同符号。
技术方案13：根据技术方案12所述的热气体路径构件，其特征在于，所述冷却流通道中的各个从所述外表面延伸至所述内表面。
技术方案14：根据技术方案12所述的热气体路径构件，其特征在于，各对所述复合成角度膜冷却孔包括上游冷却供应出口和下游冷却供应出口。
技术方案15：根据技术方案14所述的热气体路径构件，其特征在于，各对所述复合成角度膜冷却孔构造为使得上游冷却供应出口遮蔽下游冷却供应出口。
技术方案16：根据技术方案14所述的热气体路径构件，其特征在于，在存在两对或更多对冷却供应出口的情况下，所述上游冷却供应出口中的各个具有孔直径D1，并且所述下游冷却供应出口中的各个具有孔直径D2，并且在所述上游冷却供应出口和所述下游冷却供应出口之间具有△X的流向间隔和△Z的侧向间隔，其中，△X/D在2-10的范围中，并且△Z/D在所述上游供应出口无量纲间隔的正或负二分之一(±1/2*P/D)的范围中。
技术方案17：根据技术方案12所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2关于所述热气流的流动方向相对于彼此朝相同方向。
技术方案18：根据技术方案17所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2在-90°至90°的范围中。
技术方案19：根据技术方案18所述的热气体路径构件，其特征在于，所述喷射角度分量α1和α2相对于所述内表面在10°至90°的范围中。
技术方案20：根据技术方案12所述的热气体路径构件，其特征在于，所述冷却供应入口、所述冷却供应出口和所述冷却供应通道中的各个构造为具有基本圆形的几何形状。
上面提到的特征的各种改进与本公开的各种方面有关地存在。更多特征也可合并在这些各种方面中。这些改进和附加特征可独立地或结合地存在。例如，与例示出的实施例中的一个或更多个有关的在下面讨论的各种特征可单独地或结合地并入本公开的上述方面中的任一个中。此外，在上面出现的简洁总结意图仅使读者熟悉本公开的某些方面和背景，而不存在对主张的主题的限制。
附图说明
当参照附图阅读下列详细描述时，本公开的这些和其它的特征、方面和优点将变得更好理解，其中遍及附图，相同的特征代表相同的部分，其中：
图1是根据在本文中示出或者描述的一个或更多个实施例的燃气涡轮系统的示意图，该燃气涡轮系统具有各种构件，各构件包括一个或更多个复合冷却特征；
图2是根据在本文中示出或者描述的一个或更多个实施例的实例翼形件构造的示意截面，该翼形件构造包括一个或更多个复合冷却特征；
图3在截面侧视图中示意地绘出根据在本文中示出或者描述的一个或更多个实施例的实例复合冷却特征；
图4在图3中由虚线指出的截面俯视图中示意地绘出根据在本文中示出或者描述的一个或更多个实施例的实例复合冷却特征；
图5在截面俯视图中示意地绘出根据在本文中示出或者描述的一个或更多个实施例的实例复合冷却特征；
图6在正交视图中示意地绘出根据在本文中示出或者描述的一个或更多个实施例的图5的实例复合冷却特征；并且
图7是根据在本文中示出或描述的一个或更多个实施例的图5和图6的热气体路径构件的顶视热示意图。
附图标记
10 燃气涡轮发动机
12 轴向中心轴线
14 风扇
16 压缩机
18 燃烧器
20 涡轮喷嘴
22 第一级涡轮
24 低压涡轮
26 排放装置衬套
28 环境空气
29 热燃烧气体
30 热气体路径构件
32 薄金属壁
34 32的外壁表面
36 32的内壁表面
38 中空内部空间
40 冷却通道
41 膜冷却孔
42 供应入口
44 供应出口
46 冷却网络
50 冷却流
52 热气体的自由流
54 膜
60 上游供应出口
62 下游供应出口。
具体实施方式
术语“第一”和“第二”等在本文中不表示任何顺序、量或重要性，而是用于区分一个元件与另一个。本文中的术语“一”和“一个”不表示量的限制，而是表示至少一个提及品目的存在。与量结合使用的修饰语“大约”包括声明的值并且具有通过上下文规定的含义(例如包括与特定量的测量相关的误差度)。此外，术语“结合”包括掺合物、混合物、合金、反应产物等。
而且，在该说明书中，前缀“(多个)”通常意图包括它修饰的术语的单数和复数，从而包括一个或更多个该术语(例如，“冷却出口”可包括一个或更多个冷却出口，除非另外说明)。遍及说明书对“一个实施例”、“另一实施例”、“实施例”等的引用指的是结合实施例描述的具体元件(例如，特征、结构和/或特性)包括在本文描述的至少一个实施例中，并且可或可不出现在其它实施例中。相似地，对“具体构造”的引用指的是结合该构造描述的具体元件(例如，特征、结构和/或特性)包括在本文描述的至少一个构造中，并且可或可不出现在其它构造中。此外，应当理解的是，描述的创造性特征可以以任何适当的方式结合在各种实施例和构造中。
在图1中示意地例示燃气涡轮发动机10，其围绕纵向或轴向中心线轴线12轴对称。发动机以顺次流体连通的方式包括：风扇14、多级轴向压缩机16、和环形燃烧器18，其后面又跟随有高压涡轮(HPT)和低压涡轮(LPT)。
HPT包括涡轮喷嘴20，涡轮喷嘴20具有支撑在内和外喷嘴带中的一排中空定子静叶。第一级涡轮22跟在第一级涡轮喷嘴后面，并且包括一排中空转子叶片，该中空转子叶片从支撑转子盘径向向外地延伸并且由环形涡轮围带围绕。低压涡轮(LPT)24跟在高压涡轮后面，并且包括附加的喷嘴和转子叶片，取决于发动机设计，该转子叶片可包括或可不包括内部冷却回路。排气衬套26跟在低压涡轮后面。
在操作期间，环境空气由风扇14加压，并且其较低部分进入压缩机16以用于附加加压，而外部部分从风扇出口排放以用于在涡轮风扇发动机应用中提供推进推力。在压缩机中加压的空气在燃烧器中与燃料混合以用于生成热燃烧气体29。燃烧气体流动穿过各种涡轮叶片级，该涡轮叶片级从其提取能量，以用于在操作期间驱动压缩机和风扇。
燃气涡轮发动机10可包括许多热气体路径构件。热气体路径构件是发动机10的至少部分地暴露于穿过发动机10的高温气流的任何构件。例如，动叶组件(也公知为叶片或叶片组件)、喷嘴组件(也公知为静叶或静叶组件)、围带组件、过渡件、扣环和涡轮排气构件均为热气体路径构件。但是，应当理解的是，本公开的热气体路径构件不限于上述实例，而是可为至少部分地暴露于高温气流的任何构件。而且，应当理解的是，本公开的热气体路径构件不限于燃气涡轮发动机10中的构件，而是可为可暴露于高温流的机构或其构件的任何部分。当热气体路径构件暴露于热气流时，热气体路径构件由热气流加热，并且可达到热气体路径构件显著退化或故障的温度。因而，为了允许发动机10与处于高温的热气流一起操作，如为了获得发动机10的期望效率、性能和/或寿命所要求的，需要用于热气体路径构件的冷却系统。
经历来自热燃烧气体29的加热的在上面公开的各种发动机构件中的任何一个或更多个可通过在操作期间从压缩机16放出加压空气的一部分而适当地得到冷却。由此，在图1中例示出的示范涡轮风扇发动机10可具有任何常规构造和操作，但如本文所描述地改型以用于引入改善的膜冷却。
在这点上，要求冷却的这些被加热构件中的任何一个将包括薄金属壁(在本文中也称为基底32)。基底32通常由如下常规超级合金金属(例如钴基材料)形成，该常规超级合金金属在由于来自热燃烧气体29的加热而在燃气涡轮发动机的操作中经历的升高的温度下具有高强度。这些热构件通常为中空的并且在其中设有适当的冷却回路，该冷却回路接收来自压缩机的加压冷却空气流，该加压冷却空气流在操作期间用作降低它们温度的冷却剂。
流路构件壁或基底32的部分在图1中部分地以俯视图例示出，并且包括相反的外和内壁表面34、36，并且对于典型的实例，可为在其中利用各种形式的膜冷却孔的外或内燃烧器衬套、涡轮喷嘴静叶、涡轮喷嘴带、涡轮转子叶片、涡轮围带或排气衬套的形式。基底的内或内侧表面形成在构件中提供的适当冷却回路的外边界，该构件接收以任何常规方式从压缩机放出的空气。在操作期间，外表面暴露于热燃烧气体29，并且要求适当的膜冷却保护。
图1-6例示出了新形式的膜冷却孔，该膜冷却孔沿着构件30的可应用范围布置成适当的排。膜冷却孔41由它们的具有相同符号的复合成角度构造唯一地辨识。
通常，本公开的冷却系统包括一系列的小冷却通道、或微通道，它们形成在薄金属壁中，该薄金属壁也称作公知的热气体路径构件的基底。热气体路径构件可包括一个或更多个微通道，其在本文中也称作冷却流通道。对于产业尺寸的功率产生涡轮构件，“小”或“微”通道尺度将包含0.25mm至1.5mm的范围中的近似深度和宽度，而对于航空尺寸的涡轮构件，通道尺度将包含0.1mm至0.5mm的范围中的近似深度和宽度。冷却流体可从压室提供至通道，并且冷却流体可流过通道，从而冷却热气体路径构件。以此方式，冷却剂流首先用于冲击冷却热气体路径构件的内表面，且然后在从一个或更多个供应出口(目前所描述的)排放之前流过流通道的网络(目前所描述的)，以提供膜冷却。
现在参照图2，例示出具有翼形件构造的热气体路径构件30的实例。如所指出的，构件30包括基底32，基底32具有外表面34和内表面36。在实施例中，一个或更多个保护层可配置在基底32的外表面34上。限定在基底32和任何可选择保护层(如果存在)内的是一个或更多个冷却流通道40的部分。基底32的内表面36限定至少一个中空内部空间38。在备选实施例中，作为中空内部空间的代替，热气体路径构件30可包括供应腔。如所指出的，一个或更多个涂层可配置在基底32的外表面34的至少一部分(其中已限定有一个或更多个冷却流通道40和膜冷却孔41)上方。由此，一个或更多个冷却流通道40中的各个在基底32内延伸，并且经由一个或更多个冷却供应入口42、经由限定膜冷却孔41的一个或更多个冷却供应出口44和整体冷却网络46与至少一个中空内部空间38流体连通，该冷却供应入口42在基底32中形成于内表面36处，通往外表面34。
在实施例中，冷却供应入口42和冷却供应出口44构造为离散的开口，并且不延伸出相应冷却流通道40的长度。如在下面所描述的，公开的复合成角度冷却特征形成三维成品构件30，并且更具体地，形成翼形件，包括一个或更多个冷却流通道40和膜冷却孔41，其中，一个或更多个冷却流通道40和膜冷却孔41限定用于冷却构件30的冷却网络46。该方法可导致构件30，构件30包括接近蒸腾冷却而不必使用降低强度的多孔材料。
如之前所指出的，如在本文中所公开地制作的示范实施例是燃气涡轮翼形件，其包括与形成在基底内的一个或更多个冷却流通道流体连通的内部中空通路。
图3-6例示出了热气体路径构件(例如图2的热气体路径构件30)的一部分。在各例示出的实施例中，一个或更多个冷却供应入口42、一个或更多个冷却供应出口44和一个或更多个流通道40例示为形成在基底32中，并且从内表面36延伸至外表面34，并且在成对的膜冷却孔(并且更具体地为在如目前所描述的冷却供应出口44)之间具有互补的复合角度几何形状。
更具体地参照图3和4，例示出热气体路径构件30的一部分的实施例，其包括：冷却流通道40的网络或样式、冷却供应入口42和冷却供应出口44。在实施例中，冷却流通道40的网络或样式由用于在其中运送冷却流50，并且更具体地为用于运送压缩空气供应的多个冷却流通道40组成。冷却流50通过热气体路径构件30的外表面34上的小冷却供应出口44排放。以该方式释放，空气的供应，并且更具体而言，冷却流50形成紧接热气体路径构件30外表面34的相对冷的空气的薄层或膜54，这既冷却热气体路径构件30，又将其与围绕其的较高温度隔离。如之前所描述的，热气体的自由流52与冷却供应出口44之间的相互作用影响了相对冷的空气的膜54的整体效率。
为了增强热气体路径构件30的空气动力特性和膜54的效率，冷却流通道40中的各个及其相应的冷却供应入口42和冷却供应出口44构造为包括许多设计变量。除了当质量流保持恒定时下游供应出口44相对于固定的上游供应出口44的流向和展向位置之外，在各冷却流通道40的设计和构造期间重要的设计变量包括：各冷却流通道40的冷却供应出口44的喷射角度、冷却流通道40中的各个的复合角度。如在本文中所示用的，α1＝上游孔的喷射角度，α2＝下游孔的喷射角度，β1＝上游孔的复合角度，并且β2＝下游孔的复合角度。
如在图3和4中最佳示出的，冷却供应出口44构造成与复合成角度冷却供应出口44的互补布置成对，从而导致膜效力的提高。更具体地，在公开的构造中，上游冷却供应出口60和下游冷却供应出口62包括在互补的成对布置中。在实施例中，冷却供应出口60、62构造成彼此紧接，并且更具体地，其中，上游冷却供应出口60中的各个具有孔直径D1，并且下游冷却供应出口62中的各个具有孔直径D2。在实施例中，D1和D2相等。在备选实施例中，D1和D2不相等。此外，下游供应出口62基于上游供应出口60而构造，其中在存在两对或更多对冷却供应出口40的情况下，上游冷却供应出口60与下游冷却供应出口62之间具有△X的流向间隔和△Z的侧向间隔，其中△X/Z在2-10的范围中，并且△Z/D在上游供应出口无量纲间隔的正或负二分之一(±1/2*P/D)的范围中，并且其中，当D1和D2不相等时，D等于D1和D2的较大者。
在实施例中，下游供应出口62构造在上游方向“X”上离上游供应出口60接近两个孔直径，并且在间距方向“Z”上离上游供应出口60接近一个孔直径。此外，如在图3中最佳例示出，冷却供应出口44中的各个构造为相对于基底32的外和内表面具有喷射角度α。
冷却流通道40中的各个，并且更具体地为冷却供应出口60、62，中的各个相对于表面34和36的入射角度为，对于上游供应出口60而言为α1，并且对于下游供应出口62而言为α2，且独立地设置。在实施例中，喷射角度分量α1和α2相对于内表面34或外表面36中的一个在10°至90°的范围中。上游供应出口60和下游供应出口62的复合横向角度彼此独立地设置，具有相同的符号，并且因而沿相同方向定向。更具体地，上游供应出口60和下游供应出口62的复合角度设置为，为上游供应出口60的复合横向角度的β1和为下游供应出口62的复合横向角度的β2具有相同符号。在实施例中，横向角度分量β1和β2相对于x轴线在-90°至90°的范围中。β的正值是指出口朝区域的右面(正z)定向。β的负值是指出口朝区域的左面(负z)定向。如之前所指出，在两种情况下，出口沿相同方向定向。
图4例示出了如在图3中以虚线指出的冷却供应出口构造，并且更具体而言，示出了构造为其中β1和β2相等并相对于Z设置为角度零的上游供应出口60和下游供应出口62的放大顶视图。在图4中以虚线指出用于上游供应出口60和下游供应出口62的附加互补成角度构造，该上游供应出口60和下游供应出口62构造为其中，β1和β2不等于零，但基本相等且具有相同符号。如所示出的，各对成对冷却供应出口44构造为具有互补复合角度α和β，其中α1和α2是从该对冷却供应出口40排放的冷却流50的相对于基底32的外和内表面34、36测量的喷射角度分量，并且β1和β2是从该对冷却供应出口40排放的冷却流50在沿着外表面34的平面上且相对于z轴线(其相对于热气体的自由流52的流动方向对准)的复合横向角度分量，并且其中，横向角度分量β1和β2具有相同符号，使得上游供应出口60遮蔽下游供应出口62。
在实施例中，具有低喷射角度(例如，α1＝25.1)的上游供应出口，诸如上游供应出口60将对生成的膜54或边界层赋予显著的漩涡，从而允许下游供应出口62的冷却剂流保持不因热气体的自由流52而偏离。在图3中示为膜54的这些冷却剂流继续以相对于热气体的自由流52的较大角度跨过外表面34冲出，并且提供对基底32的外表面34的最大附接程度。该保持附接至外表面34的能力与孔的对转漩涡对的明显破坏性干扰相关。
现在参照图5-7，例示出例示与前述热气体路径构件30大体相似的上游冷却供应出口80的一部分的实施例。如在图5中最佳示出，上游冷却供应出口80包括一对冷却供应出口44，并且更具体地包括上游冷却供应出口80和下游冷却供应出口82，它们构造为具有互补的复合角度。上游冷却供应出口80、下游冷却供应出口82相对于基底32外表面34的入射角，并且更具体地，上游冷却供应出口80的α1和下游冷却供应出口82的α2是独立地设置的。上游冷却供应出口80、下游冷却供应出口82的复合横向角度也彼此独立地设置，其中β1是上游冷却供应出口80的复合横向角度，并且β2是下游冷却供应出口82的复合横向角度；β的正值是指上游冷却供应出口80、下游冷却供应出口82朝区域的右面(正Z)定向。更具体地，在例示出的实施例中，上游冷却供应出口80构造为其中β1接近45°，并且β2接近45°，其中，β1和β2具有相同符号，并且更具体地，都是正的。通过30-45度范围中的复合横向角度，显著地增大了面积平均膜效力。
如在图6中最佳示出，由离开上游冷却供应出口80的冷却流50生成的冷却膜54提供了对下游冷却供应出口82的遮蔽。下游冷却供应出口82的该遮蔽是基于复合横向角度(并且因而上游冷却供应出口80、下游冷却供应出口82)的相似方向上的构造来提供的。向下游冷却供应出口82的遮蔽使得下游出口的冷却剂保持不因热气体的自由流52而偏离。生成的冷却剂流继续以相对于热气体的自由流52的较大角度跨过基底32的表面34冲出，并且提供与当不提供遮蔽时(例如当复合横向角度具有相反符号时)相比相对于基底32的外表面34的增大的附接程度。膜54(并且更具体地为冷却剂流)的保持附接至外表面34的能力与上游冷却供应出口80、下游冷却供应出口82的对转漩涡对的明显破坏性干扰相关。
在进行的研究中，下列范围的几何参数用于复合角度α和β。此外，下列几何参数用于相对于出口间隔的X、Z和D。
在图7中例示出上游冷却供应出口80的顶视、热示意图。如所示,通过以互补的布置构造冷却供应出口44，例如上游冷却供应出口80和下游冷却供应出口82，使得下游冷却供应出口82位于由上游冷却供应出口80留下的未冷却区域中，从而导致提高的整体冷却范围。此外，对转漩涡对通常导致上升。通过以如在本文中所公开的互补布置来构造上游冷却供应出口80、下游冷却供应出口82，对转对互相作用并且消除各对中的二分之一，这使混合最小化并且导致附接或设在基底32外表面34上的膜54。该设计的独特之处在于为了提供该增强的膜54，用于成对上游冷却供应出口80、下游冷却供应出口82的复合角度具有相同符号(在相同的方向上)。
有利地，具有复合成角度冷却特征的上述热气体路径构件利用简单的几何形状并且本质上利用流控制来产生更大的膜效力。该简单的几何形状还提供潜在的成本益处，因为出口和通道基本构造为圆孔，并且因而制造起来比成形孔更容易且更廉价。公开的冷却网络构造提供：i)通过降低热气体路径构件(例如燃烧器衬套或高压涡轮)所要求的膜冷却的量而提高的膜效力；ii)通过借助冷却流的降低来提高发动机效率而提高的单位燃料消耗，从而导致燃烧更少燃料的发动机；iii)降低的制造成本，因为复合成角度孔(例如利用于公开的供应出口的那些)比成形孔更容易制造；和iv)更少的供应出口阻碍，因为成形孔已示为在热和恶劣环境下阻塞，且圆柱形/圆形和复合成角度孔潜在地更不倾向于阻碍。总的来说，公开的冷却系统，并且更具体地，公开的热气体路径构件冷却供应出口构造，利用更少的流提供改善的冷却。减少冷却对单位燃料消耗(SFC)的影响对于各发动机不同，但是已发现，一般而言，冷却流的1％的减少与SFC的接近0.25％的改善相关。
虽然在本文中已例示且叙述本公开的仅某些特征，但是本领域技术人员将想到许多修改和变化。因此，应理解的是，所附权利要求意图覆盖落入本公开的真正精神内的所有这种修改和变化。本书面说明使用示例以公开本公开，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本公开，包括制造并且使用任何设备或系统并且执行任何合并的方法。在本文中提供的代表性实例和实施例包括可与彼此结合并可与其它公开实施例或实例的特征结合以形成仍然在本公开范围内的附加实施例的特征。本公开的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域技术人员想到的其它示例。如果此种其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的元件，或者如果此种其它实例包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同元件，则此种其它示例意图在权利要求的范围内。

Claims (7)

1.一种热气体路径构件，包括：
基底，其具有暴露于热气流的外表面和暴露于冷却流的内表面，所述内表面限定至少一个内部空间；和
一对或更多对冷却供应入口，其形成在所述基底的内表面处以用于接收冷却空气流；一对或更多对冷却供应出口，其形成在所述基底的外表面处以用于排放所述冷却空气流；和冷却流通道，其穿过所述基底并且在所述冷却供应入口和冷却供应出口中的各个之间延伸，以用于允许所述冷却空气流从所述冷却供应入口通过至所述冷却供应出口；
其中，所述一对或更多对冷却供应出口中的各对构造为具有复合角度α和β，其中，α1和α2是从所述一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的所述冷却流的相对于所述基底的外和内表面测得的喷射角度分量，并且β1和β2是从所述一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的所述冷却流在沿着所述外表面的平面上且相对于z轴线的复合横向角度分量，z轴线相对于外部热气体的流动方向对准，并且其中，所述横向角度分量β1和β2具有相同符号；其中，所述一对或更多对冷却供应出口中的各对包括上游冷却供应出口和下游冷却供应出口，所述一对或更多对冷却供应出口中的各对构造为使得由离开所述上游冷却供应出口的冷却流生成的冷却膜提供对所述下游冷却供应出口的遮蔽。
2.根据权利要求1所述的热气体路径构件，其特征在于，所述冷却流通道中的各个从所述外表面延伸至所述内表面。
3.根据权利要求1所述的热气体路径构件，其特征在于，在存在两对或更多对冷却供应出口的情况下，所述上游冷却供应出口中的各个具有孔直径D1，并且所述下游冷却供应出口中的各个具有孔直径D2，并且在所述上游冷却供应出口与所述下游冷却供应出口之间具有△X的流向间隔和△Z的侧向间隔，其中，△X/D在2-10的范围中，并且△Z/D在所述上游冷却供应出口无量纲间隔的正或负二分之一(±1/2*P/D)的范围中，其中，当D1和D2不相等时，D等于D1和D2的较大者；或者，当D1和D2相等时，D等于D1或D2。
4.根据权利要求3所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2在﹣90°至90°的范围中。
5.根据权利要求3所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2相同。
6.根据权利要求3所述的热气体路径构件，其特征在于，所述喷射角度分量α1和α2相对于所述内表面或所述外表面中的一个在10°至90°的范围中。
7.根据权利要求3所述的热气体路径构件，其特征在于，所述横向角度分量β1和β2在﹣45°至45°的范围中，并且所述喷射角度分量α1和α2相对于所述内表面或所述外表面中的一个在25°至45°的范围中。
CN201510048539.9A 2014-01-30 2015-01-30 具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法 Active CN104929694B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/168,176 US9708915B2 (en) 2014-01-30 2014-01-30 Hot gas components with compound angled cooling features and methods of manufacture
US14/168176 2014-01-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104929694A CN104929694A (zh) 2015-09-23
CN104929694B true CN104929694B (zh) 2018-02-09

Family

ID=52596293

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510048539.9A Active CN104929694B (zh) 2014-01-30 2015-01-30 具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9708915B2 (zh)
EP (1) EP2944763A3 (zh)
JP (1) JP6031132B2 (zh)
CN (1) CN104929694B (zh)
BR (1) BR102015002096A2 (zh)
CA (1) CA2880319A1 (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3021351B1 (fr) * 2014-05-20 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Paroi de turbomachine comportant une partie au moins d'orifices de refroidissement obtures
US20180147526A1 (en) 2015-05-11 2018-05-31 Enverid Systems, Inc. Method and system for reduction of unwanted gases in indoor air
EP3115556B1 (en) * 2015-07-10 2020-09-23 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine
JP2017031885A (ja) * 2015-07-31 2017-02-09 株式会社Ihi 冷却構造及びタービン翼
WO2017035254A1 (en) 2015-08-24 2017-03-02 Enverid Systems, Inc. Scrubber for hvac system
US11207633B2 (en) 2016-04-19 2021-12-28 Enverid Systems, Inc. Systems and methods for closed-loop heating and regeneration of sorbents
WO2018089856A1 (en) 2016-11-10 2018-05-17 Enverid Systems, Inc. Low noise, ceiling mounted indoor air scrubber
US10900509B2 (en) * 2019-01-07 2021-01-26 Rolls-Royce Corporation Surface modifications for improved film cooling
JP7175298B2 (ja) * 2020-07-27 2022-11-18 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN86108861A (zh) * 1985-12-23 1987-08-05 联合工艺公司 薄膜冷却叶片和涡轮
US5496151A (en) * 1994-02-03 1996-03-05 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteures D'aviation "Snecma" Cooled turbine blade
US7597540B1 (en) * 2006-10-06 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling holes
US7878761B1 (en) * 2007-09-07 2011-02-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a showerhead film cooling hole arrangement
US8317473B1 (en) * 2009-09-23 2012-11-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with leading edge edge cooling

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5326224A (en) 1991-03-01 1994-07-05 General Electric Company Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow
JP3101342B2 (ja) 1991-06-03 2000-10-23 東北電力株式会社 ガスタービン冷却翼
FR2689176B1 (fr) 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
JPH07279612A (ja) 1994-04-14 1995-10-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 重質油焚き用ガスタービン冷却翼
DE19612840A1 (de) 1996-03-30 1997-10-02 Abb Research Ltd Vorrichtung und Verfahren zur Kühlung einer einseitig von Heissgas umgebenen Wand
JP3781832B2 (ja) 1996-08-29 2006-05-31 株式会社東芝 ガスタービン
JP2000230402A (ja) 1999-02-08 2000-08-22 Toshiba Corp 温度制御構造を有する流体機器、同機器を適用したガスタービン、ガスタービン用燃焼器および冷凍サイクル装置
US7223072B2 (en) 2004-01-27 2007-05-29 Honeywell International, Inc. Gas turbine engine including airfoils having an improved airfoil film cooling configuration and method therefor
JP4275004B2 (ja) 2004-05-24 2009-06-10 Ｈｏｙａ株式会社 内視鏡用高周波切断具
US7328580B2 (en) 2004-06-23 2008-02-12 General Electric Company Chevron film cooled wall
EP1614859B1 (de) 2004-07-05 2007-04-11 Siemens Aktiengesellschaft Filmgekühlte Turbinenschaufel
US7186085B2 (en) * 2004-11-18 2007-03-06 General Electric Company Multiform film cooling holes
JP4147239B2 (ja) 2005-11-17 2008-09-10 川崎重工業株式会社 ダブルジェット式フィルム冷却構造
US7997867B1 (en) 2006-10-17 2011-08-16 Iowa State University Research Foundation, Inc. Momentum preserving film-cooling shaped holes
US8066484B1 (en) 2007-11-19 2011-11-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Film cooling hole for a turbine airfoil
JP4954309B2 (ja) 2010-03-24 2012-06-13 川崎重工業株式会社 ダブルジェット式フィルム冷却構造
US9109452B2 (en) 2012-06-05 2015-08-18 United Technologies Corporation Vortex generators for improved film effectiveness

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN86108861A (zh) * 1985-12-23 1987-08-05 联合工艺公司 薄膜冷却叶片和涡轮
US5496151A (en) * 1994-02-03 1996-03-05 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteures D'aviation "Snecma" Cooled turbine blade
US7597540B1 (en) * 2006-10-06 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling holes
US7878761B1 (en) * 2007-09-07 2011-02-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a showerhead film cooling hole arrangement
US8317473B1 (en) * 2009-09-23 2012-11-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with leading edge edge cooling

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《Film cooling from two rows of holes with opposite orientation angles: injectant behavior and adiabatic film cooling effectiveness》;Joon Ahn, et al;《International Journal of Heat and Fluid Flow》;20031231;第2、3部分、附图1、3 *
《Film cooling from two staggered rows of compound angle holes at high blowing ratios》;Phillip M.Ligrani, Joon Sik Lee;《International Journal of Rotating Machinery》;19961231;第201-208页 *

Also Published As

Publication number Publication date
EP2944763A2 (en) 2015-11-18
EP2944763A3 (en) 2015-12-16
US9708915B2 (en) 2017-07-18
JP2015148227A (ja) 2015-08-20
BR102015002096A2 (pt) 2016-04-19
CA2880319A1 (en) 2015-07-30
CN104929694A (zh) 2015-09-23
US20160153281A1 (en) 2016-06-02
JP6031132B2 (ja) 2016-11-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104929694B (zh) 具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法
US11226098B2 (en) Film-cooled multi-walled structure with one or more indentations
US8959886B2 (en) Mesh cooled conduit for conveying combustion gases
US11448076B2 (en) Engine component with cooling hole
US10753608B2 (en) Turbine engine multi-walled structure with internal cooling element(s)
US9851105B2 (en) Self-cooled orifice structure
US9810148B2 (en) Self-cooled orifice structure
US20190040745A1 (en) Engine component with hollow turbulators
JP2016166606A (ja) エンジン構成要素
US20190218925A1 (en) Turbine engine shroud
US10422244B2 (en) System for cooling a turbine shroud
CN106837429B (zh) 具有膜孔的用于燃气涡轮发动机的构件
US20170298743A1 (en) Component for a turbine engine with a film-hole
US20190338651A1 (en) Airfoil having cooling circuit
US7011492B2 (en) Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak
US10677467B2 (en) Cooling apparatus for a fuel injector
US10408075B2 (en) Turbine engine with a rim seal between the rotor and stator
US9995172B2 (en) Turbine nozzle with cooling channel coolant discharge plenum
US10385727B2 (en) Turbine nozzle with cooling channel coolant distribution plenum
CN107201920A (zh) 具有膜孔的用于涡轮发动机的部件
US8640974B2 (en) System and method for cooling a nozzle
US9745894B2 (en) Compressor air provided to combustion chamber plenum and turbine guide vane
US20120099960A1 (en) System and method for cooling a nozzle

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