CN106545365B - 喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机 - Google Patents

喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN106545365B
CN106545365B CN201610822564.2A CN201610822564A CN106545365B CN 106545365 B CN106545365 B CN 106545365B CN 201610822564 A CN201610822564 A CN 201610822564A CN 106545365 B CN106545365 B CN 106545365B
Authority
CN
China
Prior art keywords
airfoil
radial cooling
edge portion
baffle
strut
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
CN201610822564.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106545365A (zh
Inventor
B.S.惠真加
D.G.塞尼尔
R.A.弗雷德里克
P.J.克雷策尔
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 CN106545365A publication Critical patent/CN106545365A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106545365B publication Critical patent/CN106545365B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • 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
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines
    • 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
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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

Abstract

一方面，本主题涉及喷嘴节段，其包括定子构件，定子构件具有翼型件。翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁和吸力侧壁，以及与径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔。支柱设置在径向冷却通道内，并且在径向冷却通道内限定内部径向冷却通路。支柱限定多个孔口，该多个孔口提供从内部径向冷却通路到径向冷却通道的流体连通，并且该多个膜孔对翼型件的压力侧壁或吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却，并且在弦长的大约50%和100%之间对翼型件的后缘部分提供膜冷却。

Description

喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机
技术领域
本主题大体涉及一种用于燃气涡轮发动机的定子构件。更特别地，本主题涉及冷却定子构件的翼型件部分。
背景技术
涡轮风扇型燃气涡轮发动机包括燃气涡轮核心，其具有成连续流关系的低压压缩机、高压压缩机、燃烧器、高压涡轮和低压涡轮。燃气涡轮可按已知的方式工作，以产生主气体流。高压涡轮和低压涡轮一般包括成环形阵列(“排”)的固定导叶或喷嘴，它们向下游将离开燃烧器的燃烧气体引导到成对应的排的旋转涡轮叶片或轮叶中。一排喷嘴和一排涡轮叶片共同组成“级”。典型地，按连续流的关系使用两个或更多个级。
成排的固定导叶和涡轮叶片在非常高的温度下工作，并且必须由空气流或其它冷却介质冷却，以确保充分的使用寿命。固定导叶常常构造成成环形阵列的定子构件，其具有翼型件或翼型件形导叶，它们在环形内部带和外部带之间沿径向延伸，内部带和外部带至少部分地限定通过喷嘴的主流或热气路径。
由于燃气涡轮发动机内的工作温度极高，所以合乎需要的是对翼型件和/或内部带和外部带使用热膨胀系数低的材料。例如，为了在这种激烈的温度和压力条件下有效地工作，已经提出了复合材料，特别是例如，陶瓷基质复合(CMC)材料。热膨胀系数较低的CMC材料比金属部件具有更高的耐高温能力，从而允许发动机内有较高的工作温度，从而提高发动机效率。
如同金属材料一样，CMC材料具有最高温度极限，其低于当前商业燃气涡轮发动机的最高燃烧温度。因此，必须通过冷却介质来冷却由CMC材料形成的固定导叶，诸如发送通过在定子构件内限定的各种冷却回路的压缩空气。如果冷却方案或系统未正确地构造成以便恰当地控制在翼型件的内侧上的冷却介质流，则可导致不合需要的弦向和/或贯通壁热梯度。因此，用于冷却由CMC材料形成的定子导叶构件的翼型件部分的改进系统将是合乎需要的。
发明内容
将在以下描述中部分地阐述本发明的各方面和优点，或者根据该描述，本发明的各方面和优点可为显而易见的，或可通过实践本发明来学习本发明的各方面和优点。
一方面，本主题涉及诸如用于燃气涡轮发动机的喷嘴节段。喷嘴节段包括定子构件，其具有翼型件，翼型件在内部带和外部带之间沿径向延伸。定子构件限定径向冷却通道。翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁、吸力侧壁，以及与径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔。喷嘴节段进一步包括支柱，其设置在径向冷却通道内，并且在径向冷却通道内限定内部径向冷却通路。支柱限定多个孔口，该多个孔口提供从内部径向冷却通路到径向冷却通道的流体连通。多个孔口布置成在翼型件的弦长的0％和大约60％之间对翼型件的内表面提供冲击冷却。多个膜孔在弦长的大约40％至大约80％对翼型件的压力侧壁或吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却(bore cooling)。另外，多个膜孔对翼型件的后缘部分提供膜冷却。
本主题的另一方面涉及一种喷嘴组件。该喷嘴组件包括多个喷嘴节段，它们布置成环形，并且通过外部支承环和内部支承环联接在一起，各个喷嘴节段包括定子构件，其具有翼型件，翼型件在连接到内部支承环上的内部带和连接到外部支承环上的外部带之间沿径向延伸。定子构件限定径向冷却通道。翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁、吸力侧壁，并且限定多个膜孔，它们与径向冷却通道处于流体连通。支柱设置在径向冷却通道内，并且在径向冷却通道内限定内部径向冷却通路。支柱限定多个孔口，它们提供从内部径向冷却通路到径向冷却通道的流体连通。多个孔口布置成在翼型件的弦长的0％和大约60％之间对翼型件的内表面提供冲击冷却。多个膜孔在弦长的大约40％至大约80％对翼型件的压力侧壁或吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却。另外，多个膜孔对翼型件的后缘部分提供膜冷却。
本主题的另一方面涉及一种燃气涡轮。该燃气涡轮包括压缩机、设置在压缩机下游的燃烧器和设置在燃烧器下游的涡轮。涡轮包括喷嘴组件，其设置在成排的涡轮叶片的上游。喷嘴组件包括多个喷嘴节段，它们布置成环形，并且通过外部支承环和内部支承环联接在一起，各个喷嘴节段包括定子构件，其具有翼型件，翼型件在之间连接到内部支承环上的内部带和连接到外部支承环上的外部带沿径向延伸。定子构件限定径向冷却通道。翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁、吸力侧壁，并且限定多个膜孔，它们与径向冷却通道处于流体连通。支柱设置在径向冷却通道内，并且在径向冷却通道内限定内部径向冷却通路。支柱限定多个孔口，它们提供从内部径向冷却通路到径向冷却通道的流体连通。多个孔口布置成在翼型件的弦长的0％和大约60％之间对翼型件的内表面提供冲击冷却。多个膜孔在弦长的大约40％至大约80％对翼型件的压力侧壁或吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却。另外，多个膜孔对翼型件的后缘部分提供膜冷却。
技术方案1.一种喷嘴节段，包括：
定子构件，其具有翼型件，所述翼型件在内部带和外部带之间沿径向延伸，所述定子构件限定径向冷却通道，所述翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁和吸力侧壁，以及与所述径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔；以及
支柱，其设置在所述径向冷却通道内，并且在所述径向冷却通道内限定内部径向冷却通路，所述支柱限定多个孔口，所述多个孔口提供从所述内部径向冷却通路到所述径向冷却通道的流体连通；
其中，所述多个孔口布置成在所述翼型件的弦长的0％和大约60％之间对所述翼型件的内表面提供冲击冷却；
其中，所述多个膜孔在所述弦长的大约40％至大约80％对所述翼型件的所述压力侧壁或所述吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的大约50％至大约80％对所述翼型件的所述后缘部分提供膜冷却。
技术方案2.根据技术方案1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述翼型件的所述后缘部分从所述翼型件的弦长的大约70％至100％是实心的。
技术方案3.根据技术方案1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述定子构件由陶瓷基质复合材料形成。
技术方案4.根据技术方案1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述喷嘴节段进一步包括连接到所述插件上的挡板，其中，所述挡板在翼展方向上沿径向且在弦向方向上围绕所述插件的后部部分延伸，并且在所述挡板和所述插件之间限定流通路。
技术方案5.根据技术方案4所述的喷嘴节段，其特征在于，所述挡板在翼展方向上在所述插件的大约50％和100％之间延伸。
技术方案6.根据技术方案4所述的喷嘴节段，其特征在于，所述挡板的流通路与所述内部径向冷却通路和所述径向冷却通道处于流体连通。
技术方案7.根据技术方案4所述的喷嘴节段，其特征在于，所述挡板限定多个排气孔，其中，所述排气孔提供从所述流通路通过所述挡板且进入到所述径向冷却通道中的流体连通。
技术方案8.一种喷嘴组件，包括：
多个喷嘴节段，其布置成环形，并且通过外部支承环和内部支承环联接在一起，各个喷嘴节段包括：
定子构件，其具有翼型件，所述翼型件在连接到所述内部支承环上的内部带和连接到所述外部支承环上的外部带之间沿径向延伸，所述定子构件限定径向冷却通道，所述翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁和吸力侧壁，以及与所述径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔；以及
支柱，其设置在所述径向冷却通道内，并且在所述径向冷却通道内限定内部径向冷却通路，所述支柱限定多个孔口，所述多个孔口提供从所述内部径向冷却通路到所述径向冷却通道的流体连通；
其中，所述多个孔口布置成在所述翼型件的弦长的0％和大约60％之间对所述翼型件的内表面提供冲击冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的大约40％至大约80％对所述翼型件的所述压力侧壁或所述吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的大约50％和100％之间对所述翼型件的所述后缘部分提供膜冷却。
技术方案9.根据技术方案8所述的喷嘴组件，其特征在于，所述翼型件的所述后缘部分从所述翼型件的弦长的大约70％至100％是实心的。
技术方案10.根据技术方案8所述的喷嘴组件，其特征在于，所述定子构件由陶瓷基质复合材料形成。
技术方案11.根据技术方案8所述的喷嘴组件，其特征在于，各个喷嘴节段进一步包括连接到所述插件上的挡板，其中，所述挡板在翼展方向上沿径向且在弦向方向上围绕所述插件的后部部分延伸，并且在所述挡板和所述插件之间限定流通路。
技术方案12.根据技术方案11所述的喷嘴组件，其特征在于，所述挡板在在翼展方向上在所述插件的大约50％和100％之间延伸。
技术方案13.根据技术方案11所述的喷嘴组件，其特征在于，所述挡板的流通路与所述内部径向冷却通路和所述径向冷却通道处于流体连通。
技术方案14.根据技术方案11所述的喷嘴组件，其特征在于，所述挡板限定多个排气孔，其中，所述排气孔提供从所述流通路通过所述挡板且进入到所述径向冷却通道中的流体连通。
技术方案15.一种燃气涡轮，包括：
压缩机；
设置在所述压缩机下游的燃烧器；以及
设置在所述燃烧器下游的涡轮，其中，所述涡轮包括设置在成排的涡轮叶片上游的喷嘴组件，所述喷嘴组件具有多个喷嘴节段，所述多个喷嘴节段布置成环形，并且通过外部支承环和内部支承环联接在一起，各个喷嘴节段包括：
定子构件，其具有翼型件，所述翼型件在连接到所述内部支承环上的内部带和连接到所述外部支承环上的外部带之间沿径向延伸，所述定子构件限定径向冷却通道，所述翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁和吸力侧壁，以及与所述径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔；以及
支柱，其设置在所述径向冷却通道内，并且在所述径向冷却通道内限定内部径向冷却通路，所述支柱限定多个孔口，所述多个孔口提供从所述内部径向冷却通路到所述径向冷却通道的流体连通；
其中，所述多个膜孔在所述弦长的大约40％至大约80％对所述翼型件的所述压力侧壁或所述吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的大约50％和100％之间对所述翼型件的所述后缘部分提供膜冷却。
技术方案16.根据技术方案15所述的燃气涡轮，其特征在于，所述翼型件的所述后缘部分在所述翼型件的弦长的大约70％至100％是实心的。
技术方案17.根据技术方案15所述的燃气涡轮，其特征在于，所述定子构件由陶瓷基质复合材料形成。
技术方案18.根据技术方案15所述的燃气涡轮，其特征在于，各个喷嘴节段进一步包括连接到所述插件上的挡板，其中，所述挡板在翼展方向上沿径向且在弦向方向上围绕所述插件的后部部分延伸，并且在所述挡板和所述插件之间限定流通路，其中，所述挡板的流通路与所述内部径向冷却通路和所述径向冷却通道处于流体连通。
技术方案19.根据技术方案18所述的燃气涡轮，其特征在于，所述挡板在翼展方向上在所述插件的大约50％和100％之间延伸。
技术方案20.根据技术方案18所述的燃气涡轮，其特征在于，所述挡板限定多个排气孔，其中，所述排气孔提供从所述流通路通过所述挡板且进入到所述径向冷却通道中的流体连通。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。附图结合在本说明书中且构成其一部分，附图示出本发明的实施例，并且与描述一起用来阐明本发明的原理。
附图说明
在说明书中对本领域普通技术人员阐述本发明的完整且能够实施的公开，包括其最佳模式，说明书参照了附图，其中：
图1是可结合本发明的各种实施例的示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机的示意性横截面图；
图2是可结合本发明的各种实施例的示例性喷嘴环组件的透视图；
图3是图2中显示的喷嘴环组件的示例性喷嘴节段的透视图；
图4是根据本发明的一个或多个实施例的图3中显示的喷嘴节段的一部分的分解图；
图5是根据本发明的至少一个实施例的图3中显示的喷嘴节段的横截面侧视图；
图6是根据本发明的至少一个实施例的图5中显示的喷嘴节段的示例性插件的透视图；
图7是根据本发明的至少一个实施例的喷嘴节段的示例性插件的横截面侧视图；
图8是根据本发明的至少一个实施例的图3中显示的喷嘴节段的定子构件的横截面俯视图；以及
图9是根据本发明的至少一个实施例的图3中显示的喷嘴节段的定子构件的横截面俯视图。
部件列表
10涡轮风扇喷气发动机
12燃气涡轮发动机
14风扇区段
16机舱
18高旁通管道
20入口
22风扇叶片
24出口/后端
26压缩机区段
28LP压缩机
30HP压缩机
32燃烧区段
34多级高压涡轮
36HP涡轮
38LP涡轮
40发动机轴线
42转子轴
44转子轴
46涡轮排气口
48喷嘴环组件
50喷嘴节段
52定子构件
54导叶/翼型件
56内部带
58外部带
60前缘部分
62后缘部分
64压力侧壁
66吸力侧壁
68内部支承环
70外部支承环
72转子吹扫空气通路
74冷却流入口通路
76径向冷却通道
77膜孔
78插件/支柱
80前部部分
82后部部分
84压力侧部分
86吸力侧部分
88内表面
90内部径向冷却通路
92入口
94出口
96孔口
97径向中心线
98偏转器防护件/挡板
100流通路
102排气孔
104拱线
106点
108点。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，在附图中示出实施例的一个或多个示例。详细描述使用数字和字母标号来引用图中的特征。已经使用图和描述中的相同或相似标号来引用本发明的相同或相似部件。
还要理解的是，本文使用的措辞和术语仅仅是为了描述，而且不应认为是限制。在本文使用“包括”、“包含”或“具有”及其变型的意思是包含之后列出的项目及其等效物和额外的项目。除非另有限制，否则宽泛地使用本文的用语“连接”、“联接”和“安装”及其变型，而且它们包含直接和间接连接、联接和安装。另外，用语“连接”和“联接”及其变型不受物理或机械连接或联接的约束。
如本文所用，用语“轴向”或“沿轴向”指的是沿着发动机的纵向轴线的维度。与“轴向”或“沿轴向”共同使用的用语“前部”指的是沿朝向发动机入口的方向移动或者构件与另一个构件相比较接近发动机入口。与“轴向”或“沿轴向”共同使用的用语“后部”指的是沿朝向发动机的后面的方向移动。如本文所用，用语“径向”或“沿径向”指的是在发动机的中心纵向轴线和外部发动机周边之间延伸的维度。
所有方向引用(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖向、水平、顺时针、逆时针)仅仅用于标识目的，以协助读者理解本发明，而不产生限制，特别是不对本发明的位置、定向或用途产生限制。
要宽泛地理解连接引用(例如，附连、联接、连接和连结)且其可包括在一系列元件之间的中间部件，以及在元件之间的相对移动，除非另有指示。因而，连接引用未必意味着两个元件直接连接且彼此是固定的。示例图是仅仅是为了说明，而且可改变附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小。
现在参照附图，其中，相同标号在图中指示相同元件，图1是可结合本发明的各种实施例的示例性高旁通涡轮风扇型发动机或“涡轮风扇”10的示意性横截面图。涡轮风扇10大体包括燃气涡轮发动机或推进器12、机械地联接到燃气涡轮发动机12上的风扇区段14，以及沿周向围绕燃气涡轮发动机12的至少一部分延伸的机舱或外壳16。机舱16和燃气涡轮发动机12至少部分地限定通过涡轮风扇10的高旁通管道18。燃气涡轮发动机12的功能是从高压和高温燃烧气体中抽取能量，并且将能量转换成机械能量以做功。
机舱16至少部分地限定涡轮风扇10的入口20。空气通过入口20进入涡轮风扇 10，并且经过风扇区段14的多个风扇叶片22。空气的主要部分流过高旁通管道18，并且从涡轮风扇10的出口或后端24排出，从而提供涡轮风扇10产生的总推力的大部分。
空气的次要部分发送到燃气涡轮发动机12的压缩机区段26中。压缩机区段26大体包括成连续流顺序的低压(LP)轴向流压缩机28和高压(HP)轴向流压缩机30。燃烧区段32设置在压缩机区段26的下游，并且多级涡轮34设置在燃烧区段32的下游。
多级涡轮34可包括高压(HP)涡轮36和或设置在HP涡轮36的下游的低压(LP)涡轮38。压缩机部分26、燃烧区段32和多级涡轮34全部都沿着发动机轴线40定位。HP涡轮 26通过转子轴42连接到HP压缩机30上。LP涡轮通过转子轴44连接到LP压缩机28上。风扇叶片22可通过减速齿轮连接到转子轴44上，或者可通过各种机械/结构器件联接到转子轴44上。
在运行中，来自压缩机区段26的压缩空气在燃烧区段32中与燃料混合且燃烧，从而提供热燃烧气体，热燃烧气体离开燃烧区段32，并且流到多级涡轮34的HP涡轮36中。在HP涡轮36处，从热燃烧气体中抽取动能和热能，从而使设置在HP涡轮36内的涡轮叶片旋转，这进而使转子轴42旋转。转子轴42的旋转支持压缩机30的运行。然后燃烧气体从HP涡轮36流到LP涡轮38，在那里从热燃烧气体中抽取额外的动能和热能，从而使涡轮叶片旋转，这进而使转子轴44旋转。然后燃烧气体通过涡轮排气管道46从多级涡轮34 排出。转子轴44的旋转支持LP压缩机28的运行，并且使风扇叶片22旋转。燃气涡轮发动机12和风扇区段14共同有助于产生由涡轮风扇10产生的总推力和/或功率。
图2提供可结合本发明的各种实施例的示例性喷嘴环组件48的透视图。喷嘴环组件 48可位于HP涡轮36或LP涡轮38内(图1)。另外，可在LP压缩机28和/或HP压缩机30 中使用一个或多个喷嘴环组件。当结合到HP涡轮36或LP涡轮38中时，喷嘴环组件48向下游引导燃烧气体通过后面的转子叶片排(未显示)，后面的转子叶片排从支承转子轴(诸如转子轴42和44)(图1)沿径向向外延伸。
如图2中显示的那样，喷嘴环组件48由一个或多个喷嘴节段50形成。图3提供图2中显示的可结合本公开的各种实施例的示例性喷嘴节段50的透视图。如图2和3中显示的那样，各个喷嘴节段50包括至少一个定子构件52。例如，在示例性实施例中，如图2和3 中显示的那样，各个喷嘴节段50可包括呈“双叶”构造的两个定子构件52。在其它构造中，各个喷嘴节段50可包括呈“单叶”构造的一个定子构件52(未显示)。
如图2和3中显示的那样，各个定子构件52大体包括导叶或翼型件54，其相对于轴线40在定子构件52的内部带56和外部带58之间基本在翼展方向上沿径向延伸。内部带 56和外部带58对流过喷嘴节段组件50的燃烧气体限定内部流边界和外部流边界。
如图3中显示的那样，各个翼型件54包括前缘部分60、后缘部分62、大体凹形压力侧壁64和大体凸形吸力侧壁66(图2)。在特定实施例中，定子构件52的至少一部分(包括内部带56、外部带58和/或翼型件54)可由热膨胀系数较低的材料形成，包括(但不限于)陶瓷基质复合物(CMC)。
在特定实施例中，如图2和3中显示的那样，各个喷嘴节段50包括和/或附连到设置在内部带(一个或多个)56的径向内侧的内部支承环(一个或多个)68和设置在外部带58的径向外侧的挂钩或外部支承环(一个或多个)70。内部支承环68和/或外部支承环70可对各个定子构件52和/或对应的喷嘴节段50提供结构或安装支承。
在特定实施例中，如图3中显示的那样，内部支承环68限定至少一个转子吹扫空气通路72，并且/或者外部支承环70限定至少一个冷却流入口74，其与冷却介质源和吹扫空气通路72处于流体连通。吹扫空气通路72允许冷却空气沿周向方向或轴向方向或者沿这两个方向离开内部支承环68。如图2中显示的那样，内部带56和外部带58、内部支承环68 和挂钩或外部支承环70相对于发动机轴线40围绕喷嘴环组件48延伸360度。
图4提供根据本公开的各种实施例的图3中提供的示例性喷嘴节段50的一部分的分解透视图，为了清楚，移除了内部支承环68和外部支承环70。在各种实施例中，如图4中显示的那样，各个定子构件52包括径向冷却通道76。径向冷却通道76延伸通过外部带 58、翼型件54和内部带56，并且/或者限定成沿径向通过它们。在特定实施例中，径向冷却通道76与冷却流入口74处于流体连通(图3)。在特定实施例中，径向冷却通道76与转子吹扫空气通路72处于流体连通(图3)。在示例性实施例中，如图4中显示的那样，定子构件 52包括单个径向冷却通道76。
在各种实施例中，如图3中显示的那样，翼型件54可包括多个膜孔77，它们限定成沿着翼型件54的外表面，并且与径向冷却通道76处于流体连通，以对翼型件54的外表面和/或一部分提供膜冷却。另外，膜孔77对翼型件54提供局部膛孔冷却或贯通孔冷却。例如，如图3中显示的那样，翼型件54可包括沿着压力侧壁64和/或吸力侧壁66的多个膜孔 77(未显示)。膜孔77允许在可形成热点的地方对翼型件54进行局部膛孔或贯通孔冷却。在一个实施例中，膜孔77可在弦线的大约50％至大约80％提供膛孔冷却。
翼型件54的其它位置可进一步包括膜孔77，以便对翼型件54提供合乎需要的运行温度。在特定实施例中，翼型件54可包括1排至4排沿径向和/或沿轴向间隔开的膜孔77。在特定实施例中，膜孔77的直径可为大约10密耳至大约30密耳。在特定实施例中，成排的膜孔77可分开达翼型件54的大约1个至大约4个翼型件壁厚。
图5提供根据本公开的各种实施例的图3中显示的喷嘴节段50的横截面侧视图。在各种实施例中，如图4和5中显示的那样，至少一个喷嘴节段50包括插件或支柱78。当安装好时，如图5中显示的那样，支柱78定位在径向冷却通道76的内部。支柱78可连接到和/或接触内部支承环68和/或外部支承环70。
支柱78大体包括前部部分80和后部部分82。支柱78进一步包括在前部部分80和后部部分82之间沿弦向方向和在翼展方向上延伸的压力侧部分84，以及在前部部分80和后部部分82之间沿弦向方向和在翼展方向上延伸的吸力侧部分86。在特定实施例中，前部部分80、后部部分82、压力侧部分84和吸力侧部分86中的一个或多个形成或成形为与翼型件54的内表面88(图4)基本互补。
图6是根据本公开的各种实施例的支柱78的透视图，如图5中显示，为了清楚从喷嘴节段50上移除支柱78。图7是图6中显示的支柱78的沿着截面线7得到的横截面侧视图。如图6和7中显示的那样，支柱78限定内部径向冷却通路90。支柱78限定和/或包括通往内部径向冷却通路90的入口92。在特定实施例中，入口92通过外部支承环70的冷却空气入口74与冷却介质源处于流体连通。支柱78还可包括出口94，出口94与内部径向冷却通路90处于流体连通。出口94可与内部支承环68的吹扫空气通路72处于流体连通(图 5)。
在各种实施例中，如图6和7中共同显示的那样，支柱78包括和/或限定多个孔口96(a-d)。孔口指示96(a)大体沿着支柱78的前部部分80形成，96(b)沿着支柱78的压力侧部分84形成，96(c)沿着支柱78的后部部分82形成，而96(d)沿着支柱78的吸力侧部分86形成。孔口96(a-d)提供从内部径向冷却通路90通过支柱78且进入到翼型件54的径向冷却通道76中的流体连通。任何孔口96(a-d)都可形成为和/或在角度上设置成以便对翼型件54的内表面88提供冲击冷却或射流冷却。
如图7中显示的那样，在特定实施例中，特别显示的孔口96(a-d)中的至少一个(但不限于孔口96(a))可形成为以便以相对于径向中心线97(大体垂直于发动机轴线40)测量的角θ在翼型件的内表面88处(图8)引导压缩空气流。例如，在特定实施例中，至少一个孔口96(a) 可形成为相对于与径向中心线97形成的直角为锐角的角θ，基本垂直于径向中心线97或者形成为相对于与径向中心线97形成的直角为钝角的角θ。
在特定实施例中，如图5、6和7中显示的那样，偏转器防护件或挡板98在翼展方向和弦向方向上从压力侧部分84围绕后部部分82延伸到支柱78的吸力侧部分86。在特定实施例中，挡板98可在翼展方向上沿径向在支柱78的总径向跨度的大约50％至100％之间延伸。在一个实施例中，挡板98可具有大约5密耳至大约30密耳的厚度。挡板98可通过焊接贯通壁销(有或没有铜焊接边缘)或者通过任何已知的适当附连器件附连到支柱78上。
如图7中显示的那样，挡板98大体在支柱78的后部部分82和挡板98之间限定流通路100。流通路100可通过一个或多个孔口96(a-d)与内部径向冷却通路90处于流体连通。在特定实施例中，流通路100可与定子构件52的径向冷却通道76处于流体连通。在特定实施例中，挡板98可包括和/或限定一个或多个排气孔102。
如本文前面介绍的那样，恰当地定位孔口96(a-d)和/或膜孔77对于防止翼型件54中有不合需要的弦向和/或贯通壁热梯度是重要的，翼型件54中有不合需要的弦向和/或贯通壁热梯度至少部分地是由于在翼型件54的内表面88上从支柱78流出的压缩空气和流经翼型件54的外表面的燃烧气体的温度之间的温差大。图8提供根据本发明的至少一个实施例的图3中显示的一个定子构件52(包括翼型件54、支柱78和内部带56)的沿着截面线8-8得到的横截面俯视图。图9提供根据本发明的至少一个实施例的图8中显示的一个定子构件52(包括翼型件54、支柱78、挡板98和内部带56)的横截面俯视图。
如图8和9中显示的那样，从翼型件54的前缘部分60到后缘部分62限定弦线 104。在弦线104的起始点106和弦线104的终止点108之间得到的距离代表翼型件54的弦长的100％。
在一个实施例中，定子构件52由陶瓷基质复合材料形成。如图8中显示的那样，孔口96(a-d)沿着支柱78定位在翼型件54的弦长的0％和弦长的大约60％之间，以便对翼型件54的内表面88提供冲击冷却和/或对流冷却。膜孔77沿着翼型件54定位在翼型件54的弦长的大约40％和弦长的大约80％之间，以对压力侧壁64和/或吸力侧壁66提供膜冷却。在特定实施例中，翼型件54的后缘部分62在弦长的大约70％和弦长的100％之间是实心(无膜孔)。在一个实施例中，孔口96(a-d)设置在弦长的0％和60％之间，膜孔77设置在弦长的 40％和80％之间，并且翼型件54的后缘部分62从弦长的80％到弦线104的终止点108或 100％是实心的。
在一个实施例中，如图9中显示的那样，挡板98连接到支柱78上，以便防止在支柱78的后部部分的后面直接冲击冷却翼型件54的内表面88。在特定实施例中，挡板98包括一个或多个排气孔102(图7)。孔口96(a-d)沿着支柱78定位在翼型件54的弦长的0％和弦长的大约60％之间，以便对翼型件54的内表面88提供冲击冷却和/或对流冷却。膜孔77沿着翼型件54定位在翼型件54的弦长的大约40％和弦长的大约80％之间，以便对压力侧壁 64和/或吸力侧壁66提供膜冷却。在特定实施例中，翼型件54的后缘部分62在弦长的大约 70％和弦长的100％之间是实心的。在一个实施例中，孔口96(a-d)设置在弦长的0％和60％之间，膜孔77设置在弦长的40％和80％之间，并且翼型件54的后缘部分62从弦长的80％到弦线104的终止点108是实心的。
现在共同参照图2-9，在运行期间，诸如压缩空气的冷却介质被引导通过支柱78的入口92且引导到内部径向冷却通路90中。压缩空气沿径向向内流向支柱78的出口94。压缩空气的一部分如箭头指示的那样流过限定在支柱78内的各种孔口96(a-d)，并且在沿着翼型件54的内表面88限定在弦长的0％和大约60％之间的各种位置处冲击或引导到翼型件54的内表面88上，从而对翼型件54提供后侧冷却。
在特定实施例中，如图9中示出的那样，压缩空气的一部分从内部径向冷却通路90发送到由挡板98限定的流通路100中，从而防止在支柱78的后部部分82的后面直接冲击冷却翼型件54的内表面88。然后压缩空气可从流通路100流到径向冷却通道76中，从而对翼型件54的内表面88提供对流冷却。如图8和9中显示的那样，然后压缩空气的至少一部分通过翼型件54从膜孔77排出，从而对翼型件54的各种部分提供膛孔或贯通孔冷却和/ 或膜冷却。压缩空气的其余部分可从支柱78的出口94发送到转子吹扫空气通路72中。
各种孔口96(a-d)、膜孔77和挡板98的布置提供优于关于喷嘴节段的定子构件的翼型件的已知冷却方案的各种技术好处。例如，通过将孔口96(a-d)定位成从翼型件54的弦长的0％至大约60％对翼型件54的内表面88提供冲击冷却，在径向冷却通道76内发现的温度可密切地匹配后缘温度的温度，从而降低贯通壁和/或弦向温度梯度。另外或者在备选方案中，孔口96(a-d)的定位对翼型件54的后缘部分62和内部带56和外部带58提供流，而无需额外地冷却翼型件54的前缘部分60。
挡板98可对专有后缘62和内部带56和外部带58冷却流提供流径，同时潜在地减小对翼型件54应力的直接影响。可至少部分地通过本文提供的冷却构造来实现实心后缘部分62。更特别地，可至少部分地通过沿着翼型件54的弦长的规定百分比使用冲击冷却、膛孔冷却和膜冷却，以减小腔体和后缘之间的翼型件温度梯度，来实现实心后缘部分62。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (18)

1.一种喷嘴节段，包括：
定子构件，其具有翼型件，所述翼型件在内部带和外部带之间沿径向延伸，所述定子构件限定径向冷却通道，所述翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁和吸力侧壁，以及与所述径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔；
支柱，其设置在所述径向冷却通道内，并且在所述径向冷却通道内限定内部径向冷却通路，所述支柱限定多个孔口，所述多个孔口提供从所述内部径向冷却通路到所述径向冷却通道的流体连通；以及
连接到所述支柱上的挡板，其中所述挡板在翼展方向上沿径向且在弦向方向上围绕所述支柱的后部部分延伸，并且在所述挡板和所述支柱之间限定流通路；
其中，所述多个孔口布置成在所述翼型件的弦长的0%和60%之间对所述翼型件的内表面提供冲击冷却；
其中，所述多个膜孔在所述弦长的40%至80%对所述翼型件的所述压力侧壁或所述吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的50%至80%对所述翼型件的所述后缘部分提供膜冷却；
其中，所述弦长沿着所述翼型件的弦线从所述前缘部分处的起点至所述后缘部分的终点而测量。
2.根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述翼型件的所述后缘部分从所述弦长的70%至100%是实心的。
3.根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述定子构件由陶瓷基质复合材料形成。
4.根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述挡板在翼展方向上在所述支柱的50%和100%之间延伸。
5.根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述挡板的流通路与所述内部径向冷却通路和所述径向冷却通道处于流体连通。
6.根据权利要求1所述的喷嘴节段，其特征在于，所述挡板限定多个排气孔，其中，所述排气孔提供从所述流通路通过所述挡板且进入到所述径向冷却通道中的流体连通。
7.一种喷嘴组件，包括：
多个喷嘴节段，其布置成环形，并且通过外部支承环和内部支承环联接在一起，各个喷嘴节段包括：
定子构件，其具有翼型件，所述翼型件在连接到所述内部支承环上的内部带和连接到所述外部支承环上的外部带之间沿径向延伸，所述定子构件限定径向冷却通道，所述翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁和吸力侧壁，以及与所述径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔；
支柱，其设置在所述径向冷却通道内，并且在所述径向冷却通道内限定内部径向冷却通路，所述支柱限定多个孔口，所述多个孔口提供从所述内部径向冷却通路到所述径向冷却通道的流体连通；以及
连接到所述支柱上的挡板,其中所述挡板在翼展方向上沿径向且在弦向方向上围绕所述支柱的后部部分延伸，并且在所述挡板和所述支柱之间限定流通路；
其中，所述多个孔口布置成在所述翼型件的弦长的0%和60%之间对所述翼型件的内表面提供冲击冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的40%至80%对所述翼型件的所述压力侧壁或所述吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的50%和100%之间对所述翼型件的所述后缘部分提供膜冷却；
其中，所述弦长沿着所述翼型件的弦线从所述前缘部分处的起点至所述后缘部分的终点而测量。
8.根据权利要求7所述的喷嘴组件，其特征在于，所述翼型件的所述后缘部分从所述弦长的70%至100%是实心的。
9.根据权利要求7所述的喷嘴组件，其特征在于，所述定子构件由陶瓷基质复合材料形成。
10.根据权利要求7所述的喷嘴组件，其特征在于，所述挡板在翼展方向上在所述支柱的50%和100%之间延伸。
11.根据权利要求7所述的喷嘴组件，其特征在于，所述挡板的流通路与所述内部径向冷却通路和所述径向冷却通道处于流体连通。
12.根据权利要求7所述的喷嘴组件，其特征在于，所述挡板限定多个排气孔，其中，所述排气孔提供从所述流通路通过所述挡板且进入到所述径向冷却通道中的流体连通。
13.一种燃气涡轮，包括：
压缩机；
设置在所述压缩机下游的燃烧器；以及
设置在所述燃烧器下游的涡轮，其中，所述涡轮包括设置在成排的涡轮叶片上游的喷嘴组件，所述喷嘴组件具有多个喷嘴节段，所述多个喷嘴节段布置成环形，并且通过外部支承环和内部支承环联接在一起，各个喷嘴节段包括：
定子构件，其具有翼型件，所述翼型件在连接到所述内部支承环上的内部带和连接到所述外部支承环上的外部带之间沿径向延伸，所述定子构件限定径向冷却通道，所述翼型件包括前缘部分、后缘部分、压力侧壁和吸力侧壁，以及与所述径向冷却通道处于流体连通的多个膜孔；
支柱，其设置在所述径向冷却通道内，并且在所述径向冷却通道内限定内部径向冷却通路，所述支柱限定多个孔口，所述多个孔口提供从所述内部径向冷却通路到所述径向冷却通道的流体连通；以及
连接到所述支柱上的挡板，其中所述挡板在翼展方向上沿径向且在弦向方向上围绕所述支柱的后部部分延伸，并且在所述挡板和所述支柱之间限定流通路；
其中，所述多个孔口布置成在所述翼型件的弦长的0%和60%之间对所述翼型件的内表面提供冲击冷却；
其中，所述多个膜孔在所述弦长的40%至80%对所述翼型件的所述压力侧壁或所述吸力侧壁中的至少一个提供膛孔冷却；以及
其中，所述多个膜孔在所述弦长的50%和100%之间对所述翼型件的所述后缘部分提供膜冷却；
其中，所述弦长沿着所述翼型件的弦线从所述前缘部分处的起点至所述后缘部分的终点而测量。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮，其特征在于，所述翼型件的所述后缘部分在所述弦长的70%至100%是实心的。
15.根据权利要求13所述的燃气涡轮，其特征在于，所述定子构件由陶瓷基质复合材料形成。
16.根据权利要求13所述的燃气涡轮，其特征在于，所述挡板的流通路与所述内部径向冷却通路和所述径向冷却通道处于流体连通。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮，其特征在于，所述挡板在翼展方向上在所述支柱的50%和100%之间延伸。
18.根据权利要求16所述的燃气涡轮，其特征在于，所述挡板限定多个排气孔，其中，所述排气孔提供从所述流通路通过所述挡板且进入到所述径向冷却通道中的流体连通。
CN201610822564.2A 2015-09-18 2016-09-14 喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机 Active CN106545365B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/857865 2015-09-18
US14/857,865 US11230935B2 (en) 2015-09-18 2015-09-18 Stator component cooling

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106545365A CN106545365A (zh) 2017-03-29
CN106545365B true CN106545365B (zh) 2020-08-18

Family

ID=56876960

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610822564.2A Active CN106545365B (zh) 2015-09-18 2016-09-14 喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11230935B2 (zh)
EP (1) EP3144479A1 (zh)
JP (1) JP2017072128A (zh)
CN (1) CN106545365B (zh)
CA (1) CA2941225A1 (zh)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9915159B2 (en) * 2014-12-18 2018-03-13 General Electric Company Ceramic matrix composite nozzle mounted with a strut and concepts thereof
GB201612293D0 (en) * 2016-07-15 2016-08-31 Rolls Royce Plc Assembly for supprting an annulus
US10626797B2 (en) * 2017-02-15 2020-04-21 General Electric Company Turbine engine compressor with a cooling circuit
US10502069B2 (en) * 2017-06-07 2019-12-10 General Electric Company Turbomachine rotor blade
FR3072711B1 (fr) 2017-10-19 2021-07-16 Safran Aircraft Engines Element de repartition d'un fluide de refroidissement et ensemble d'anneau de turbine associe
US20190186739A1 (en) * 2017-12-19 2019-06-20 United Technologies Corporation Apparatus and method for mitigating particulate accumulation on a component of a gas turbine engine
US20190309631A1 (en) * 2018-04-04 2019-10-10 United Technologies Corporation Airfoil having leading edge cooling scheme with backstrike compensation
DE102018206259A1 (de) 2018-04-24 2019-10-24 MTU Aero Engines AG Leitschaufel für eine turbine einer strömungsmaschine
WO2020068109A1 (en) * 2018-09-28 2020-04-02 Siemens Aktiengesellschaft Modular cooling arrangement for cooling airfoil components in a gas turbine engine
US11047258B2 (en) * 2018-10-18 2021-06-29 Rolls-Royce Plc Turbine assembly with ceramic matrix composite vane components and cooling features
FR3097264B1 (fr) * 2019-06-12 2021-05-28 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
WO2020263396A1 (en) * 2019-06-28 2020-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil incorporating modal frequency response tuning
US11415002B2 (en) * 2019-10-18 2022-08-16 Raytheon Technologies Corporation Baffle with impingement holes
US11506063B2 (en) * 2019-11-07 2022-11-22 Raytheon Technologies Corporation Two-piece baffle
CN111561357B (zh) * 2020-05-25 2022-07-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种进气机匣结构
US11428166B2 (en) 2020-11-12 2022-08-30 Solar Turbines Incorporated Fin for internal cooling of vane wall
US11591921B1 (en) * 2021-11-05 2023-02-28 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite vane assembly
US11873737B1 (en) * 2022-07-22 2024-01-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Flow deflector for aperture in gas turbine engine flowpath wall
US11913348B1 (en) * 2022-10-12 2024-02-27 Rtx Corporation Gas turbine engine vane and spar combination with variable air flow path

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5847103B2 (ja) 1976-11-09 1983-10-20 日本電気株式会社 無線回線擬似方式
US4314442A (en) 1978-10-26 1982-02-09 Rice Ivan G Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine
JPS5672201A (en) 1979-11-14 1981-06-16 Hitachi Ltd Cooling structure of gas turbine blade
JPS5925086B2 (ja) * 1981-09-11 1984-06-14 工業技術院長 ガスタ−ビン翼
JPS58161103U (ja) * 1982-04-22 1983-10-27 三菱重工業株式会社 ガスタ−ビン空冷翼
JPS6143927A (ja) 1984-08-07 1986-03-03 井関農機株式会社 刈取機における刈取搬送支持装置
US5207556A (en) * 1992-04-27 1993-05-04 General Electric Company Airfoil having multi-passage baffle
US5702232A (en) 1994-12-13 1997-12-30 United Technologies Corporation Cooled airfoils for a gas turbine engine
US5839878A (en) * 1996-09-30 1998-11-24 United Technologies Corporation Gas turbine stator vane
US5746573A (en) * 1996-12-31 1998-05-05 Westinghouse Electric Corporation Vane segment compliant seal assembly
GB2343486B (en) * 1998-06-19 2000-09-20 Rolls Royce Plc Improvemnts in or relating to cooling systems for gas turbine engine airfoil
US6769866B1 (en) 1999-03-09 2004-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade and method for producing a turbine blade
US6398501B1 (en) 1999-09-17 2002-06-04 General Electric Company Apparatus for reducing thermal stress in turbine airfoils
US6200092B1 (en) 1999-09-24 2001-03-13 General Electric Company Ceramic turbine nozzle
US6325593B1 (en) 2000-02-18 2001-12-04 General Electric Company Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks
US6554563B2 (en) 2001-08-13 2003-04-29 General Electric Company Tangential flow baffle
US6769865B2 (en) * 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
FR2851286B1 (fr) * 2003-02-18 2006-07-28 Snecma Moteurs Aubes de turbine refroidie a fuite d'air de refroidissement reduite
US7008185B2 (en) * 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
US7066717B2 (en) 2004-04-22 2006-06-27 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite airfoil trailing edge arrangement
GB0703827D0 (en) 2007-02-28 2007-04-11 Rolls Royce Plc Rotor seal segment
US8292580B2 (en) 2008-09-18 2012-10-23 Siemens Energy, Inc. CMC vane assembly apparatus and method
US8070442B1 (en) 2008-10-01 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near wall cooling
US8956105B2 (en) 2008-12-31 2015-02-17 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbine vane for gas turbine engine
US8096767B1 (en) 2009-02-04 2012-01-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit formed within the tip shroud
US8262345B2 (en) 2009-02-06 2012-09-11 General Electric Company Ceramic matrix composite turbine engine
JP2011043118A (ja) 2009-08-21 2011-03-03 Ihi Corp タービン用冷却構造及びタービン
US8449249B2 (en) * 2010-04-09 2013-05-28 Williams International Co., L.L.C. Turbine nozzle apparatus and associated method of manufacture
US8535006B2 (en) 2010-07-14 2013-09-17 Siemens Energy, Inc. Near-wall serpentine cooled turbine airfoil
JP5931351B2 (ja) 2011-05-13 2016-06-08 三菱重工業株式会社 タービン静翼
US9915154B2 (en) * 2011-05-26 2018-03-13 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil structures for a gas turbine engine
EP2626519A1 (en) * 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
US9230055B2 (en) * 2012-04-05 2016-01-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method of optimizing film cooling performance for turbo-machinery components
US9546557B2 (en) 2012-06-29 2017-01-17 General Electric Company Nozzle, a nozzle hanger, and a ceramic to metal attachment system
EP2703601B8 (en) * 2012-08-30 2016-09-14 General Electric Technology GmbH Modular Blade or Vane for a Gas Turbine and Gas Turbine with Such a Blade or Vane
WO2014126708A1 (en) * 2013-02-18 2014-08-21 United Technologies Corporation Stress mitigation feature for composite airfoil leading edge
EP2964889B1 (en) 2013-03-04 2017-10-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Compartmentalization of cooling flow in a structure comprising a cmc component
JP5908054B2 (ja) 2014-11-25 2016-04-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US9879554B2 (en) 2015-01-09 2018-01-30 Solar Turbines Incorporated Crimped insert for improved turbine vane internal cooling

Also Published As

Publication number Publication date
EP3144479A1 (en) 2017-03-22
US11230935B2 (en) 2022-01-25
CA2941225A1 (en) 2017-03-18
JP2017072128A (ja) 2017-04-13
CN106545365A (zh) 2017-03-29
US20170081966A1 (en) 2017-03-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106545365B (zh) 喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机
US10408073B2 (en) Cooled CMC wall contouring
CN107448300B (zh) 用于涡轮发动机的翼型件
CN109838281B (zh) 用于燃气涡轮发动机的护罩
US11021967B2 (en) Turbine engine component with a core tie hole
US20190085705A1 (en) Component for a turbine engine with a film-hole
US11035237B2 (en) Blade with tip rail cooling
US10815789B2 (en) Impingement holes for a turbine engine component
CN107084003B (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼和其制造方法
JP2010255629A (ja) フランジ冷却式タービンノズル
EP1106782A2 (en) Cooled airfoil for gas turbine engine and method of making the same
US20060127212A1 (en) Airfoil platform impingement cooling
US10830057B2 (en) Airfoil with tip rail cooling
EP3255248A1 (en) Engine component for a turbine engine
CN114000922A (zh) 具有冷却孔的发动机构件
JP2017020493A (ja) タービンバンドのアンチコーディングフランジ
EP3415719B1 (en) Turbomachine blade cooling structure
US20190218925A1 (en) Turbine engine shroud
US20180142564A1 (en) Combined turbine nozzle and shroud deflection limiter
US10718217B2 (en) Engine component with cooling passages
JP2009209936A (ja) 一体型衝突ブランケットを備えたタービンノズル
CN107091122B (zh) 具有冷却的涡轮发动机翼型件
CN204357493U (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮部段的涡轮叶片
CN107461225B (zh) 用于燃气涡轮发动机的喷嘴冷却系统
US11377963B2 (en) Component for a turbine engine with a conduit

Legal Events

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