CN106801625A - 在护罩中具有出口通路的涡轮轮叶 - Google Patents

在护罩中具有出口通路的涡轮轮叶 Download PDF

Info

Publication number
CN106801625A
CN106801625A CN201610955983.3A CN201610955983A CN106801625A CN 106801625 A CN106801625 A CN 106801625A CN 201610955983 A CN201610955983 A CN 201610955983A CN 106801625 A CN106801625 A CN 106801625A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
shield
radially
exit passageway
cooling duct
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.)
Granted
Application number
CN201610955983.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106801625B (zh
Inventor
R.舒罕
S.S.贾伊斯瓦尔
Z.J.泰勒
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 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 CN106801625A publication Critical patent/CN106801625A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106801625B publication Critical patent/CN106801625B/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
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • 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
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
    • 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
    • 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
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及在护罩中具有出口通路的涡轮轮叶。具体而言，一种根据实施例的涡轮轮叶包括：基部；联接至基部的叶片，其从基部沿径向向外延伸，且包括：本体，本体具有：压力侧；与压力侧相对的吸力侧；在压力侧和吸力侧之间的前缘；以及在与前缘相对的侧上在压力侧和吸力侧之间的后缘；以及本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；以及在叶片的径向外侧联接至叶片的护罩，包括：多个沿径向延伸的出口通道，其与本体内的第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地连接；以及出口通路，其至少部分地沿周向延伸穿过护罩且与本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。

Description

在护罩中具有出口通路的涡轮轮叶
技术领域
本文公开的主题涉及涡轮。特别地，本文公开的主题涉及燃气涡轮中的轮叶。
背景技术
燃气涡轮包括将工作流体(例如，气体)的流引导到连接至旋转转子的涡轮轮叶中的静止叶片组件。这些轮叶设计为承受涡轮内的高温度、高压力环境。一些常规有罩的涡轮轮叶(例如，燃气涡轮轮叶)具有径向冷却开孔，其允许冷却流体(即，来自压缩机级的高压力空气流)的通过以冷却那些轮叶。然而，此冷却流体常规地在径向末梢处从轮叶的本体喷射，且可最终导致在那个径向空间中的混合损耗。
发明内容
本公开的各个实施例包括涡轮轮叶，其具有：基部；联接至基部且从基部沿径向向外延伸的叶片，叶片包括：本体，其具有：压力侧；与压力侧相对的吸力侧；在压力侧和吸力侧之间的前缘；以及在与前缘相对的侧上在压力侧和吸力侧之间的后缘；以及本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；以及在叶片的径向外侧联接至叶片的护罩，护罩包括：多个沿径向延伸的出口通道，其与本体内的第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地连接；以及出口通路，其至少部分地沿周向延伸穿过护罩且与本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。
本公开的第一方面包括：涡轮轮叶，其具有：基部；联接至基部且从基部沿径向向外延伸的叶片，叶片包括：本体，其具有：压力侧；与压力侧相对的吸力侧；在压力侧和吸力侧之间的前缘；以及在与前缘相对的侧上在压力侧和吸力侧之间的后缘；以及本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；以及在叶片的径向外侧联接至叶片的护罩，护罩包括：多个沿径向延伸的出口通道，其与本体内的第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地连接；以及出口通路，其至少部分地沿周向延伸穿过护罩且与本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。
本公开的第二方面包括：涡轮轮叶，其具有：基部；联接至基部且从基部沿径向向外延伸的叶片，叶片包括：本体，其具有：压力侧；与压力侧相对的吸力侧；在压力侧和吸力侧之间的前缘；以及在与前缘相对的侧上在压力侧和吸力侧之间的后缘；本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；以及与第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地联接的至少一个放出孔，该至少一个放出孔在后缘处延伸穿过本体；以及在叶片的径向外侧联接至叶片的护罩，护罩包括出口通路，其至少部分地沿周向穿过护罩延伸且与本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。
本公开的第三方面包括：涡轮，其具有：定子；以及包含在定子内的转子，转子具有：轴；以及从轴沿径向延伸的多个轮叶，该多个轮叶中的至少一个包括：基部；联接至基部且从基部沿径向向外延伸的叶片，叶片包括：本体，其具有：压力侧；与压力侧相对的吸力侧；在压力侧和吸力侧之间的前缘；以及在与前缘相对的侧上在压力侧和吸力侧之间的后缘；以及本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；以及在叶片的径向外侧联接至叶片的护罩，护罩包括：多个沿径向延伸的出口通道，其与本体内的第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地连接；以及出口通路，其至少部分地沿周向延伸穿过护罩且与本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。
技术方案1. 一种涡轮轮叶，包括：
基部；
叶片，其联接至所述基部且从所述基部沿径向向外延伸，所述叶片包括：
本体，其具有：
压力侧；与所述压力侧相对的吸力侧；在所述压力侧和所述吸力侧之间的前缘；以及在与所述前缘相对的侧上在所述压力侧和所述吸力侧之间的后缘；和
所述本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；以及
在所述叶片的径向外侧联接至所述叶片的护罩，所述护罩包括：
多个沿径向延伸的出口通道，其与所述本体内的第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地连接；和
出口通路，其至少部分地沿周向延伸穿过所述护罩且与所述本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。
技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其中，所述涡轮轮叶还包括：
与所述第一组多个沿径向延伸的冷却通道中的至少一个流体地联接的至少一个放出孔，所述至少一个放出孔在所述后缘处延伸穿过所述本体。
技术方案3. 根据技术方案2所述的涡轮轮叶，其中，所述涡轮轮叶还包括所述本体内的气室，所述气室与第一组多个沿径向延伸的冷却通道和所述至少一个放出孔流体地连接。
技术方案4. 根据技术方案3所述的涡轮轮叶，其中，所述气室将所述第一组多个沿径向延伸的冷却通道与所述出口通路流体地隔离。
技术方案5. 根据技术方案4所述的涡轮轮叶，其中，所述气室在与所述前缘和所述后缘相交的截面平面中观察时在所述本体内具有梯形截面形状。
技术方案6. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其中，所述多个沿径向延伸的出口通道从所述本体延伸至径向外区域。
技术方案7. 根据技术方案6所述的涡轮轮叶，其中，所述多个沿径向延伸的出口通道与所述护罩中的所述出口通路流体地隔离。
技术方案8. 根据技术方案7所述的涡轮轮叶，其中，所述多个沿径向延伸的出口通道定位得接近所述本体的后缘。
技术方案9. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其中，所述护罩包括在前半部和后半部之间描绘大约中点的横挡，其中所述出口通路在所述护罩内延伸穿过所述前半部和所述横挡。
技术方案10. 根据技术方案9所述的涡轮轮叶，其中，穿过所述本体内的所述第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的冷却流体的全部通过所述出口通路离开所述本体。
技术方案11. 根据技术方案10所述的涡轮轮叶，其中，所述多个沿径向延伸的出口通道流体地引出至所述护罩的径向外侧的位置，且其中所述出口通路引出至所述护罩的径向外侧的位置。
技术方案12. 一种涡轮轮叶，包括：
基部；
叶片，其联接至所述基部且从所述基部沿径向向外延伸，所述叶片包括：
本体，其具有：
压力侧；与所述压力侧相对的吸力侧；在所述压力侧和所述吸力侧之间的前缘；以及在与所述前缘相对的侧上在所述压力侧和所述吸力侧之间的后缘；
所述本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；和
与第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地联接的至少一个放出孔，所述至少一个放出孔在所述后缘处延伸穿过所述本体；以及
在所述叶片的径向外侧联接至所述叶片的护罩，所述护罩包括出口通路，所述出口通路至少部分地沿周向延伸穿过所述护罩且与所述本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。
技术方案13. 根据技术方案12所述的涡轮轮叶，其中，所述涡轮轮叶还包括所述本体内的气室，所述气室与第一组多个沿径向延伸的冷却通道和所述至少一个放出孔流体地连接。
技术方案14. 根据技术方案13所述的涡轮轮叶，其中，所述气室将所述第一组多个沿径向延伸的冷却通道与所述出口通路流体地隔离。
技术方案15. 根据技术方案14所述的涡轮轮叶，其中，所述气室在与所述前缘和所述后缘相交的截面平面中观察时在所述本体内具有梯形截面形状。
技术方案16. 根据技术方案12所述的涡轮轮叶，其中，所述护罩包括在前半部和后半部之间描绘大约中点的横挡，其中所述出口通路在所述护罩内延伸穿过所述前半部和所述横挡。
技术方案17. 根据技术方案16所述的涡轮轮叶，其中，穿过所述本体内的所述第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的冷却流体的全部通过所述出口通路离开所述本体。
技术方案18. 根据技术方案12所述的涡轮轮叶，其中，所述出口通路引出至所述护罩的径向外侧的位置，其中所述至少一个放出孔在所述后缘处引出至所述护罩的径向内侧的位置。
技术方案19. 一种涡轮，包括：
定子；和
包含在所述定子内的转子，所述转子具有：
轴；以及
从所述轴沿径向延伸的多个轮叶，所述多个轮叶中的至少一个包括：
基部；
叶片，其联接至所述基部且从所述基部沿径向向外延伸，所述叶片包括：
本体，其具有：
压力侧；与所述压力侧相对的吸力侧；在所述压力侧和所述吸力侧之间的前缘；以及在与所述前缘相对的侧上在所述压力侧和所述吸力侧之间的后缘；和
所述本体内的多个沿径向延伸的冷却通道；以及
在所述叶片的径向外侧联接至所述叶片的护罩，所述护罩包括：
多个沿径向延伸的出口通道，其与所述本体内的第一组多个沿径向延伸的冷却通道流体地连接；以及
出口通路，其至少部分地沿周向延伸穿过所述护罩且与所述本体内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道的全部流体地连接。
技术方案20. 根据技术方案19所述的涡轮，其中，所述涡轮还包括：
与所述第一组多个沿径向延伸的冷却通道中的至少一个流体地联接的至少一个放出孔，所述至少一个放出孔在所述后缘处延伸穿过所述本体；以及
所述本体内的气室，所述气室与第一组多个沿径向延伸的冷却通道和所述至少一个放出孔流体地连接。
附图说明
本发明的这些和其它特征从结合附图对本发明的各个方面的以下详细描述将更加容易理解，附图描绘了本公开的各个实施例，在附图中：
图1示出了根据各个实施例的涡轮轮叶的侧面示意图。
图2示出了根据各个实施例的图1的轮叶的局部放大截面视图。
图3示出了图1和图2的轮叶的部分透明三维透视图。
图4示出了根据各个额外实施例的轮叶的局部放大截面视图。
图5示出了图4的轮叶的部分透明三维透视图。
图6示出了根据各个实施例的额外轮叶的局部放大示意性截面描绘。
图7示出了根据各个实施例的涡轮的示意性部分截面描绘。
值得注意的是，本发明的附图不一定按比例。附图意在仅描述本发明的典型方面，且因此不应当认作限制本发明的范围。在附图中，相似的标号表示附图之间的相似元件。
零件清单
2 涡轮轮叶
4 径向末梢区段
6 基部
8 叶片
10 护罩
12 本体
14 压力侧
16 吸力侧
18 前缘
20 后缘
22 冷却通道
24 放出孔
26 外部区域
28 径向外区域
30 出口通道
36 气室
200 第一组
210 第二组
220 出口通路
230 横挡(rail)
240 半部
250 半部
260 凹穴
302 轮叶
400 涡轮
402 定子
404 壳
406 转子
408 轴
602 轮叶
630 第二横挡。
具体实施方式
如本文所述，公开的主题涉及涡轮。特别地，本文公开的主题涉及燃气涡轮中的冷却流体。
相比于常规途径，本公开的各个实施例包括燃气涡轮机(或，涡轮)轮叶，其具有包括出口通路的护罩。出口通路可与多个在叶片中沿径向延伸的冷却通道流体地连接，且可将冷却流体的出口从一组(例如，两个或更多)那些冷却通道引导到沿护罩的径向外侧且接近轮叶的后缘的位置。
如在这些附图中所指示的那样，“A”轴线代表轴向定向(沿涡轮转子的轴线，为了清楚而省略)。如本文所使用，用语“轴向”和/或“沿轴向”表示物体沿轴线A的相对位置/方向，其与涡轮机(特别是转子区段)的旋转轴线大致平行。如本文进一步所使用，用语“径向”和/或“径向地”表示物体沿轴线(r)的相对位置/方向，其与轴线A大致垂直且仅在一个位置处与轴线A相交。另外，用语“周向”和/或“周向地”表示物体沿围绕轴线A但不在任何位置处与轴线A相交的圆周(c)的相对位置/方向。进一步理解的是，附图之间的共同标号可在附图中指示大致相同的构件。
为了冷却燃气涡轮中的轮叶，冷却流在其穿过翼型件内的冷却通道行进时应具有相当大的速度。此速度可通过在轮叶基部/根部处供应相对于在轮叶的径向外区域中的流体/热气体的压力的较高压力的空气实现。以高速度在径向外区域处离开的冷却流与高动能相关联。在带有在径向外区域喷射此高动能冷却流的冷却出口的常规轮叶设计中，此能量的大部分不仅被浪费，而且在径向外区域中产生额外的混合损耗(当其与来自末梢横挡和邻近的壳之间的间隙的末梢泄漏流混合时)。
转到图1，根据各个实施例示出了涡轮轮叶2(例如，燃气涡轮叶片)的侧面示意图。图2示出了轮叶2的局部放大截面视图，其中特别聚焦在图1中大体示出的径向末梢区段4。对图1和图2同时进行了参照。如图所示，轮叶2可包括基部6、联接至基部6(且从基部6沿径向向外延伸)的叶片8以及在叶片8的径向外侧联接至叶片8的护罩10。如本领域所知，基部6、叶片8和护罩10可各自由一种或多种金属(例如，钢、钢的合金等)形成且可根据常规途径形成(例如，铸造、锻造或另外加工的)。基部6、叶片8和护罩10可整体地形成(例如，铸造、锻造、三维打印等)或可形成为随后接合(例如，经由焊接、钎焊、粘结或其它联接机制)的单独构件。
具体而言，图2示出了包括本体12(例如外壳或壳体)的叶片8。本体12(图1至图2)具有压力侧14和与压力侧14相对的吸力侧16(吸力侧16在图2中遮蔽)。本体12也包括在压力侧14和吸力侧16之间的前缘18，以及在与前缘18相对的侧上在压力侧14和吸力侧16之间的后缘20。如图2中所见，轮叶2也包括多个在本体12内沿径向延伸的冷却通道22。这些沿径向延伸的冷却通道22可允许冷却流体(例如，空气)从径向内部位置(例如，接近基部6)流到径向外部位置(例如，接近护罩10)。沿径向延伸的冷却通道22可与本体12一起制造，例如，在铸造、锻造、三维(3D)打印或其它常规制造技术期间作为通道或管道。
如图2中所示，在一些情况下，护罩10包括从本体12延伸至径向外区域28的多个出口通道30。出口通道30各自与第一组200沿径向延伸的冷却通道22流体地联接，使得穿过相应沿径向延伸的冷却通道22(第一组200中)流动的冷却流体通过延伸穿过护罩10的出口通道30离开本体20。在各个实施例中，如图2中所示，出口通道30与第二组210(不同于第一组200)沿径向延伸的冷却通道22流体地隔离。即，如图2中所示，在各个实施例中，护罩10包括出口通路220，其至少部分地沿周向穿过护罩10延伸且与本体12中的第二组210沿径向延伸的冷却通道22的全部流体地连接。护罩10包括出口通路220，其为多个(例如，两个或更多，形成第二组210)沿径向延伸的冷却通道22提供出口，且提供与在第一组200中沿径向延伸的冷却通道22隔离的流体通路。
如图1和图2中所见，护罩10可包括横挡230，其在护罩10的前半部240和后半部250之间描绘大约中点。在各个实施例中，穿过第二组210沿径向延伸的冷却通道22的冷却流体的全部通过出口通路220离开本体12。在各个实施例中，第一组200沿径向延伸的冷却通道22和出口通路220引出到护罩10的径向外侧的位置28。在一些情况下，出口通路220与叶片8的本体12内的凹穴260流体地连接，在那里凹穴260在第二组210沿径向延伸的冷却通道22和护罩10中的出口通路220之间提供流体通道。
图3示出了轮叶2的部分透明三维透视图，从而描绘各个特征。应理解且在图3中更加清楚地示出的是，出口通路220(其为护罩10的部分)与凹穴260流体地连接，使得凹穴260可认作出口通路220的延伸部，或反之亦然。进一步，凹穴260和出口通路220可形成为单个构件(例如，经由常规制造技术)。进一步理解的是，护罩10在前半部240处的部分相比于护罩10在后半部250处的部分可具有较大厚度(沿径向测量)，例如，以便适应出口通路220。
根据本文描述且在图4中示出的各个额外实施例，轮叶302可进一步包括本体12内的气室36，在那里气室36与第一组200多个沿径向延伸的冷却通道22以及至少一个放出孔24流体地连接。气室36可为来自第一组200沿径向延伸的冷却通道22的冷却流提供混合位置，且可通过过放出孔24引出至后缘20。气室36可将第一组200沿径向延伸的冷却通道22与第二组210沿径向延伸的冷却通道22流体地隔离，因此将第一组200与出口通路220隔离。在一些情况下，如图4中所示，气室36在本体12内可具有梯形截面形状(当截面穿过压力侧面截取时)，使得其在后缘20处相比于在内部平行侧具有较长侧。根据各个实施例，气室36延伸后缘20的长度的大约百分之三至大约百分之三十。如本文所述，轮叶302中的放出孔24(示出若干)可在后缘20处延伸穿过本体12，且将第一组200沿径向延伸的冷却通道22与接近后缘20的外区域26流体地联接。另外与常规轮叶相比，轮叶302在接近(例如，邻近)护罩10(但在护罩10的径向内侧)的位置中包括在后缘20处延伸穿过本体12的放出孔24。在各个实施例中，放出孔24沿后缘20的大约百分之三至大约百分之三十朝基部6延伸，如从叶片8和护罩10在后缘20处的接合处测量的那样。
图5示出了轮叶302的部分透明三维透视图，描绘各个特征。应理解且在图5中更加清楚地示出的是，出口通路220(其为护罩10的部分)与凹穴260流体地连接，使得凹穴260可认作出口通路220的延伸部，或反之亦然。进一步，凹穴260和出口通路220可形成为单个构件(例如，经由常规制造技术)。进一步理解的是，护罩10在前半部240处的部分相比于护罩10在后半部250处的部分可具有较大厚度(沿径向测量)，例如，以便适应出口通路220。
图6示出了根据各个实施例的额外轮叶602的局部放大示意性截面描绘。轮叶602可包括位于出口通路220的两个周向侧上的出口通道30，即，出口通路220位于护罩10中的相邻出口通道30之间。在此构造中，护罩10可包括位于护罩的前半部240内的第二横挡630。出口通路220可从第二横挡630延伸至横挡230，且接近后半部250处的出口通道30在护罩的后半部250处离开。
相比于常规轮叶，轮叶2、302、602具有出口通路220，其允许高速冷却流体从护罩10越过横挡230喷射(沿周向经过横挡230或在横挡230的下游)，与接近后缘12流动的热气体的方向对准。类似于热气体，从护罩10(经由出口通路220)喷射的冷却流的反作用力可在轮叶2、302、602上产生反作用力。此反作用力可增加轮叶2、302、602上的总体转矩且增加使用轮叶2、302、602的涡轮的机械轴功率。在护罩10的径向外侧区域中，静压力在后半部区域250中相比于前半部区域240总是较低。冷却流体压力比限定为冷却流体在基部6处的输送压力与在接近径向外侧位置28的热气体通路处的喷射压力(称作“下降压力”)的比率。虽然存在对燃气涡轮中的轮叶的特定冷却流体压力比的需要，但下降压力的降低可减少对接近基部6的入口处的较高压力的冷却流体的需要。包括出口通路220的轮叶2、302、602在与常规轮叶对比时可降低下降压力，因此从压缩机需要较低供应压力来维持相同的压力比。这减少由压缩机(用以压缩冷却流体)需要的功，且相对于常规轮叶改进使用轮叶2、302、602的燃气涡轮中的效率。甚至进一步，轮叶2、302、602可在使用这种轮叶的涡轮中助于减少混合损耗。例如与冷却流的混合相关联的径向外区域28中的混合损失和常规构造中存在的末梢漏泄流由离开出口通路220的冷却流体的定向流大大减少。进一步，离开出口通路220的冷却流体与热气体流的方向对准，从而减少冷/热流体流之间的混合损失。出口通路220可进一步助于减少冷却流体与前缘热气体流的混合(在与常规轮叶相比时)，在那里横挡230用作帘幕状机构。出口通路220可使冷却流体穿过末梢护罩10流通，从而在与常规轮叶相比时降低附近金属温度。随着连续驱动以升高燃气涡轮中的燃烧温度，轮叶2、302、602可增强在使用这种轮叶的涡轮中的冷却，从而允许升高的燃烧温度和较大涡轮输出。
图7示出了根据各个实施例的涡轮400(例如，燃气涡轮)的示意性部分截面描绘。涡轮400包括定子402(在壳404内示出)和定子402内的转子406，如在本领域中已知的那样。转子406可包括与从轴408沿径向延伸的多个轮叶(例如，轮叶2、302和/或602)一起的轴408。应理解的是，涡轮400的各级内的轮叶(例如，轮叶2、302和/或602)可为大致同样类型的轮叶(例如，轮叶2)。在一些情况下，轮叶(例如，轮叶2、302和/或602)可位于涡轮400内的中间级中。即，其中涡轮400包括四(4)个级(沿轴408轴向地散布，如在本领域中已知的那样)，轮叶(例如，轮叶2、302和/或602)可位于涡轮400内的第二级(第2级)、第三级(第3级)或第四级(第4级)中，或其中涡轮400包括五(5)个级(沿轴408轴向地散布)，轮叶(例如，轮叶2、302和/或602)可位于涡轮400内的第三级(第3级)中。
本文使用的术语仅为了描述具体实施例的目的且不意在对本公开进行限制。如本文所使用，单数形式“一个”、“一种”和“该”意在也包括复数形式，除非上下文另外清楚地指出。还将理解的是，用语“包括”和/或“包括了”在此说明书中使用时表示指出的特征、整体、步骤、操作、元件和/或构件的存在，但不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元件、构件和/或其组的存在或添加。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的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执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮轮叶(2)，包括：
基部(6)；
叶片(8)，其联接至所述基部(6)且从所述基部(6)沿径向向外延伸，所述叶片(8)包括：
本体(12)，其具有：
压力侧(14)；与所述压力侧(14)相对的吸力侧(16)；在所述压力侧(14)和所述吸力侧(16)之间的前缘(18)；以及在与所述前缘(18)相对的侧上在所述压力侧(14)和所述吸力侧(16)之间的后缘(20)；和
所述本体(12)内的多个沿径向延伸的冷却通道(22)；以及
在所述叶片(8)的径向外侧联接至所述叶片(8)的护罩(10)，所述护罩(10)包括：
多个沿径向延伸的出口通道(30)，其与所述本体(12)内的第一组(200)多个沿径向延伸的冷却通道(22)流体地连接；和
出口通路(220)，其至少部分地沿周向延伸穿过所述护罩(10)且与所述本体(12)内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道(22)的全部流体地连接。
2.根据权利要求1所述的涡轮轮叶(2)，其特征在于，所述涡轮轮叶还包括：
与所述第一组(200)多个沿径向延伸的冷却通道(22)中的至少一个流体地联接的至少一个放出孔，所述至少一个放出孔在所述后缘(20)处延伸穿过所述本体(12)。
3.根据权利要求2所述的涡轮轮叶(2)，其特征在于，所述涡轮轮叶还包括所述本体(12)内的气室(36)，所述气室(36)与第一组(200)多个沿径向延伸的冷却通道(22)和所述至少一个放出孔流体地连接。
4.根据权利要求3所述的涡轮轮叶(2)，其特征在于，所述气室(36)将所述第一组(200)多个沿径向延伸的冷却通道(22)与所述出口通路(220)流体地隔离。
5.根据权利要求4所述的涡轮轮叶(2)，其特征在于，所述气室(36)在与所述前缘(18)和所述后缘(20)相交的截面平面中观察时在所述本体(12)内具有梯形截面形状。
6.根据权利要求1所述的涡轮轮叶(2)，其特征在于，所述多个沿径向延伸的出口通道(30)从所述本体(12)延伸至径向外区域(28)。
7.根据权利要求6所述的涡轮轮叶(2)，其特征在于，所述多个沿径向延伸的出口通道(30)与所述护罩(10)中的所述出口通路(220)流体地隔离。
8.根据权利要求7所述的涡轮轮叶(2)，其特征在于，所述多个沿径向延伸的出口通道(30)定位得接近所述本体(12)的后缘(20)。
9.一种涡轮轮叶(2)，包括：
基部(6)；
叶片(8)，其联接至所述基部(6)且从所述基部(6)沿径向向外延伸，所述叶片(8)包括：
本体(12)，其具有：
压力侧(14)；与所述压力侧(14)相对的吸力侧(16)；在所述压力侧(14)和所述吸力侧(16)之间的前缘(18)；以及在与所述前缘(18)相对的侧上在所述压力侧(14)和所述吸力侧(16)之间的后缘(20)；
所述本体(12)内的多个沿径向延伸的冷却通道(22)；和
与第一组(200)多个沿径向延伸的冷却通道(22)流体地联接的至少一个放出孔，所述至少一个放出孔在所述后缘(20)处延伸穿过所述本体(12)；以及
在所述叶片(8)的径向外侧联接至所述叶片(8)的护罩(10)，所述护罩(10)包括出口通路(220)，所述出口通路至少部分地沿周向延伸穿过所述护罩(10)且与所述本体(12)内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道(22)的全部流体地连接。
10. 一种涡轮，包括：
定子(402)；和
包含在所述定子(402)内的转子(406)，所述转子(406)具有：
轴(408)；和
从所述轴(408)沿径向延伸的多个轮叶(602)，所述多个轮叶(602)中的至少一个包括：
基部(6)；
叶片(8)，其联接至所述基部(6)且从所述基部(6)沿径向向外延伸，所述叶片(8)包括：
本体(12)，其具有：
压力侧(14)；与所述压力侧(14)相对的吸力侧(16)；在所述压力侧(14)和所述吸力侧(16)之间的前缘(18)；以及在与所述前缘(18)相对的侧上在所述压力侧(14)和所述吸力侧(16)之间的后缘(20)；和
所述本体(12)内的多个沿径向延伸的冷却通道(22)；以及
在所述叶片(8)的径向外侧联接至所述叶片(8)的护罩(10)，所述护罩(10)包括：
多个沿径向延伸的出口通道(30)，其与所述本体(12)内的第一组(200)多个沿径向延伸的冷却通道(22)流体地连接；和
出口通路(220)，其至少部分地沿周向延伸穿过所述护罩(10)且与所述本体(12)内的第二组不同的多个沿径向延伸的冷却通道(22)的全部流体地连接。
CN201610955983.3A 2015-10-27 2016-10-27 在护罩中具有出口通路的涡轮轮叶 Active CN106801625B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/923,685 US9885243B2 (en) 2015-10-27 2015-10-27 Turbine bucket having outlet path in shroud
US14/923685 2015-10-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106801625A true CN106801625A (zh) 2017-06-06
CN106801625B CN106801625B (zh) 2020-10-16

Family

ID=57184353

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610955983.3A Active CN106801625B (zh) 2015-10-27 2016-10-27 在护罩中具有出口通路的涡轮轮叶

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9885243B2 (zh)
EP (1) EP3163023B1 (zh)
JP (1) JP6948777B2 (zh)
CN (1) CN106801625B (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10156145B2 (en) * 2015-10-27 2018-12-18 General Electric Company Turbine bucket having cooling passageway
US10508554B2 (en) 2015-10-27 2019-12-17 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
EP3269932A1 (en) * 2016-07-13 2018-01-17 MTU Aero Engines GmbH Shrouded gas turbine blade
US10502069B2 (en) * 2017-06-07 2019-12-10 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US11060407B2 (en) 2017-06-22 2021-07-13 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10590777B2 (en) 2017-06-30 2020-03-17 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10301943B2 (en) 2017-06-30 2019-05-28 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10577945B2 (en) 2017-06-30 2020-03-03 General Electric Company Turbomachine rotor blade
JP6349449B1 (ja) * 2017-09-19 2018-06-27 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼の製造方法、及びタービン翼
US11225872B2 (en) 2019-11-05 2022-01-18 General Electric Company Turbine blade with tip shroud cooling passage

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6164914A (en) * 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
US6499950B2 (en) * 1999-04-01 2002-12-31 Fred Thomas Willett Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
US20080170946A1 (en) * 2007-01-12 2008-07-17 General Electric Company Impingement cooled bucket shroud, turbine rotor incorporating the same, and cooling method

Family Cites Families (103)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3736071A (en) 1970-11-27 1973-05-29 Gen Electric Bucket tip/collection slot combination for open-circuit liquid-cooled gas turbines
US3658439A (en) 1970-11-27 1972-04-25 Gen Electric Metering of liquid coolant in open-circuit liquid-cooled gas turbines
US3804551A (en) 1972-09-01 1974-04-16 Gen Electric System for the introduction of coolant into open-circuit cooled turbine buckets
US3844679A (en) 1973-03-28 1974-10-29 Gen Electric Pressurized serpentine cooling channel construction for open-circuit liquid cooled turbine buckets
GB2005775B (en) 1977-10-08 1982-05-06 Rolls Royce Cooled rotor blade for a gas turbine engine
US4350473A (en) 1980-02-22 1982-09-21 General Electric Company Liquid cooled counter flow turbine bucket
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS59231102A (ja) 1983-06-15 1984-12-25 Toshiba Corp ガスタ−ビンの翼
US4767268A (en) 1987-08-06 1988-08-30 United Technologies Corporation Triple pass cooled airfoil
JPH05156901A (ja) 1991-12-02 1993-06-22 Hitachi Ltd ガスタービン冷却静翼
US5413463A (en) 1991-12-30 1995-05-09 General Electric Company Turbulated cooling passages in gas turbine buckets
GB9224241D0 (en) 1992-11-19 1993-01-06 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine blade arrangement
US5403159A (en) 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
US5464479A (en) 1994-08-31 1995-11-07 Kenton; Donald J. Method for removing undesired material from internal spaces of parts
US5488825A (en) 1994-10-31 1996-02-06 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with enhanced cooling
EP0954679B1 (en) 1996-06-28 2003-01-22 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a gas turbine engine
US5829245A (en) 1996-12-31 1998-11-03 Westinghouse Electric Corporation Cooling system for gas turbine vane
JP3416447B2 (ja) 1997-03-11 2003-06-16 三菱重工業株式会社 ガスタービンの翼冷却空気供給システム
EP0892151A1 (de) 1997-07-15 1999-01-20 Asea Brown Boveri AG Kühlsystem für den Vorderkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel
US5902093A (en) 1997-08-22 1999-05-11 General Electric Company Crack arresting rotor blade
JP3426948B2 (ja) 1998-02-04 2003-07-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
US6761534B1 (en) 1999-04-05 2004-07-13 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
DE19963349A1 (de) 1999-12-27 2001-06-28 Abb Alstom Power Ch Ag Schaufel für Gasturbinen mit Drosselquerschnitt an Hinterkante
US6422817B1 (en) 2000-01-13 2002-07-23 General Electric Company Cooling circuit for and method of cooling a gas turbine bucket
US6471480B1 (en) 2001-04-16 2002-10-29 United Technologies Corporation Thin walled cooled hollow tip shroud
US6527514B2 (en) 2001-06-11 2003-03-04 Alstom (Switzerland) Ltd Turbine blade with rub tolerant cooling construction
US6602052B2 (en) 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
US6554575B2 (en) 2001-09-27 2003-04-29 General Electric Company Ramped tip shelf blade
US6974308B2 (en) 2001-11-14 2005-12-13 Honeywell International, Inc. High effectiveness cooled turbine vane or blade
US6837687B2 (en) 2001-12-20 2005-01-04 General Electric Company Foil formed structure for turbine airfoil
US6607356B2 (en) 2002-01-11 2003-08-19 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
GB0202619D0 (en) 2002-02-05 2002-03-20 Rolls Royce Plc Cooled turbine blade
US6790005B2 (en) 2002-12-30 2004-09-14 General Electric Company Compound tip notched blade
US7059834B2 (en) 2003-01-24 2006-06-13 United Technologies Corporation Turbine blade
US6824359B2 (en) 2003-01-31 2004-11-30 United Technologies Corporation Turbine blade
US6981846B2 (en) 2003-03-12 2006-01-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Vortex cooling of turbine blades
US7104757B2 (en) 2003-07-29 2006-09-12 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade
FR2858650B1 (fr) 2003-08-06 2007-05-18 Snecma Moteurs Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz
US6902372B2 (en) 2003-09-04 2005-06-07 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a turbine blade
US6916150B2 (en) 2003-11-26 2005-07-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
US20050265839A1 (en) 2004-05-27 2005-12-01 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7097419B2 (en) 2004-07-26 2006-08-29 General Electric Company Common tip chamber blade
US7066716B2 (en) * 2004-09-15 2006-06-27 General Electric Company Cooling system for the trailing edges of turbine bucket airfoils
JP2005069236A (ja) 2004-12-10 2005-03-17 Toshiba Corp タービン冷却翼
US7374401B2 (en) 2005-03-01 2008-05-20 General Electric Company Bell-shaped fan cooling holes for turbine airfoil
US7416390B2 (en) 2005-03-29 2008-08-26 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade leading edge cooling system
GB0523469D0 (en) 2005-11-18 2005-12-28 Rolls Royce Plc Blades for gas turbine engines
US7303376B2 (en) 2005-12-02 2007-12-04 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with outer wall cooling system and inner mid-chord hot gas receiving cavity
GB0524735D0 (en) 2005-12-03 2006-01-11 Rolls Royce Plc Turbine blade
US7695246B2 (en) 2006-01-31 2010-04-13 United Technologies Corporation Microcircuits for small engines
US7513738B2 (en) 2006-02-15 2009-04-07 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7686581B2 (en) 2006-06-07 2010-03-30 General Electric Company Serpentine cooling circuit and method for cooling tip shroud
US20080008599A1 (en) 2006-07-10 2008-01-10 United Technologies Corporation Integral main body-tip microcircuits for blades
US7481623B1 (en) 2006-08-11 2009-01-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Compartment cooled turbine blade
US7537431B1 (en) 2006-08-21 2009-05-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade tip with mini-serpentine cooling circuit
US7625178B2 (en) 2006-08-30 2009-12-01 Honeywell International Inc. High effectiveness cooled turbine blade
US7563072B1 (en) 2006-09-25 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall spiral flow cooling circuit
US7645122B1 (en) 2006-12-01 2010-01-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with a nested parallel serpentine flow cooling circuit
US7753650B1 (en) 2006-12-20 2010-07-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Thin turbine rotor blade with sinusoidal flow cooling channels
US7780414B1 (en) 2007-01-17 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes
US7766617B1 (en) 2007-03-06 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Transpiration cooled turbine airfoil
US7862299B1 (en) 2007-03-21 2011-01-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits
US7901181B1 (en) 2007-05-02 2011-03-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits
US8202054B2 (en) 2007-05-18 2012-06-19 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine engine
US7857589B1 (en) 2007-09-21 2010-12-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall cooling
US8052395B2 (en) 2007-09-28 2011-11-08 General Electric Company Air cooled bucket for a turbine
US8047788B1 (en) 2007-10-19 2011-11-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall serpentine cooling
US8348612B2 (en) 2008-01-10 2013-01-08 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US7901183B1 (en) 2008-01-22 2011-03-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with dual aft flowing triple pass serpentines
GB2457073B (en) 2008-02-04 2010-05-05 Rolls-Royce Plc Gas Turbine Component Film Cooling Airflow Modulation
US8297927B1 (en) 2008-03-04 2012-10-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Near wall multiple impingement serpentine flow cooled airfoil
US8177507B2 (en) 2008-05-14 2012-05-15 United Technologies Corporation Triangular serpentine cooling channels
GB0810986D0 (en) 2008-06-17 2008-07-23 Rolls Royce Plc A Cooling arrangement
US8113780B2 (en) 2008-11-21 2012-02-14 United Technologies Corporation Castings, casting cores, and methods
US8052378B2 (en) 2009-03-18 2011-11-08 General Electric Company Film-cooling augmentation device and turbine airfoil incorporating the same
US8118553B2 (en) 2009-03-20 2012-02-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with dual serpentine cooling chambers
US8011888B1 (en) 2009-04-18 2011-09-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling
US8100654B1 (en) 2009-05-11 2012-01-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with impingement cooling
KR101239595B1 (ko) 2009-05-11 2013-03-05 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 터빈 정익 및 가스 터빈
JP5232084B2 (ja) 2009-06-21 2013-07-10 株式会社東芝 タービン動翼
US8360726B1 (en) 2009-09-17 2013-01-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with chordwise cooling channels
GB201016423D0 (en) 2010-09-30 2010-11-17 Rolls Royce Plc Cooled rotor blade
US8814518B2 (en) 2010-10-29 2014-08-26 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8807944B2 (en) 2011-01-03 2014-08-19 General Electric Company Turbomachine airfoil component and cooling method therefor
US8444372B2 (en) 2011-02-07 2013-05-21 General Electric Company Passive cooling system for a turbomachine
US8702375B1 (en) 2011-05-19 2014-04-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine stator vane
US8628298B1 (en) 2011-07-22 2014-01-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with serpentine cooling
US8801377B1 (en) 2011-08-25 2014-08-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip cooling and sealing
US8870525B2 (en) 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9127560B2 (en) 2011-12-01 2015-09-08 General Electric Company Cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade
US9297262B2 (en) 2012-05-24 2016-03-29 General Electric Company Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
US9109452B2 (en) 2012-06-05 2015-08-18 United Technologies Corporation Vortex generators for improved film effectiveness
US8500401B1 (en) 2012-07-02 2013-08-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with counter flowing near wall cooling channels
GB201217125D0 (en) 2012-09-26 2012-11-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component
US9228439B2 (en) 2012-09-28 2016-01-05 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with leading edge flow redirection and diffusion
US9206695B2 (en) 2012-09-28 2015-12-08 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with trailing edge flow metering
US9314838B2 (en) 2012-09-28 2016-04-19 Solar Turbines Incorporated Method of manufacturing a cooled turbine blade with dense cooling fin array
US9267381B2 (en) 2012-09-28 2016-02-23 Honeywell International Inc. Cooled turbine airfoil structures
US20140093379A1 (en) 2012-10-03 2014-04-03 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine component
US8920123B2 (en) 2012-12-14 2014-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with integrated serpentine and axial tip cooling circuits
JP5591373B2 (ja) 2013-04-30 2014-09-17 三菱重工業株式会社 タービン用翼およびその冷却方法
US9708916B2 (en) 2014-07-18 2017-07-18 General Electric Company Turbine bucket plenum for cooling flows
US20160245095A1 (en) 2015-02-25 2016-08-25 General Electric Company Turbine rotor blade

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6499950B2 (en) * 1999-04-01 2002-12-31 Fred Thomas Willett Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
US6164914A (en) * 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
US20080170946A1 (en) * 2007-01-12 2008-07-17 General Electric Company Impingement cooled bucket shroud, turbine rotor incorporating the same, and cooling method

Also Published As

Publication number Publication date
EP3163023A1 (en) 2017-05-03
JP6948777B2 (ja) 2021-10-13
US20170114645A1 (en) 2017-04-27
US9885243B2 (en) 2018-02-06
CN106801625B (zh) 2020-10-16
JP2017082786A (ja) 2017-05-18
EP3163023B1 (en) 2023-07-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106801625A (zh) 在护罩中具有出口通路的涡轮轮叶
US10006295B2 (en) Gas turbine engine component having trip strips
EP3044416B1 (en) Airfoil component with groups of showerhead cooling holes
EP3088675A1 (en) Rotor blade having a flared tip and corresponding gas turbine
CN106609682B (zh) 涡轮机轮叶及相应的涡轮机
US11078797B2 (en) Turbine bucket having outlet path in shroud
US11015453B2 (en) Engine component with non-diffusing section
US10060268B2 (en) Turbine blade having film cooling hole arrangement
US10641100B2 (en) Gas turbine engine airfoil cooling passage configuration
JP2017106452A (ja) フィレットフィルム孔を有するガスタービンエンジン
EP2971671B1 (en) Component, corresponding gas turbine engine and method of cooling a component
EP2885520B1 (en) Component for a gas turbine engine and corresponding method of cooling
EP3190261A1 (en) Stator rim structure for a turbine engine
CN104727856A (zh) 涡轮轮叶和用于冷却燃气涡轮发动机的涡轮轮叶的方法
CN106917644A (zh) Cmc热学夹子
US20160194966A1 (en) Turbine airfoil segment having film cooling hole arrangement
US20190249554A1 (en) Engine component with cooling hole
EP2713009A1 (en) Cooling method and system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine, and corresponding rotary flow machine
CN107438701A (zh) 涡轮机翼型件的在两个压力下的冷却
EP2612989A2 (en) System and method for reducing stress in a rotor
EP2961964B1 (en) Gas turbine engine component and corresponding method of manufacturing an aperture
US20180051569A1 (en) Engine component with porous section
EP3091199A1 (en) Airfoil and corresponding vane
US11236625B2 (en) Method of making a cooled airfoil assembly for a turbine engine

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
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20231228

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.