CN106894846B - 用于多壁叶片的冷却回路 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于多壁叶片的冷却回路。具体而言，一种根据实施例的冷却系统包括：针状翅片组冷却回路(40,140,240)；和用于将冷却空气供应至针状翅片组冷却回路(40,140,240)的空气供给腔(46)；其中针状翅片组冷却回路(40,140,240)从多壁叶片(6)的至少一个中央气室(20)和多壁叶片(6)的第一组近壁冷却通道(18)沿径向向外延伸且将它们至少部分地覆盖。

Description

用于多壁叶片的冷却回路
相关申请的交叉引用
本申请与全部在2015年12月21日提交的GE案卷号为282168-1、282171-1、282174-1、283464-1、283467-1、283463-1、283462-1和284160-1的申请号为14/977078、14/977124、14/977152、14/977175、14/977200、14/977228、14/977247和14/977270的共同未决的美国申请相关。
技术领域
本公开大体涉及涡轮系统，且更具体而言涉及用于多壁叶片的末梢区域的冷却回路。
背景技术
燃气涡轮系统是在诸如功率产生领域中广泛使用的涡轮机的一个示例。常规燃气涡轮系统包括压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段。在燃气涡轮系统的操作期间，系统中的各种构件(诸如涡轮叶片)遭受高温流，其可导致构件失效。由于较高温的流通常造成燃气涡轮系统的提高的性能、效率和功率输出，冷却遭受高温流的构件以允许燃气涡轮系统在升高的温度下操作是有利的。
涡轮叶片通常包含内部冷却通道的复杂曲径。例如由燃气涡轮系统的压缩机提供的冷却空气可穿过内部冷却通道以冷却涡轮叶片。
多壁涡轮叶片冷却系统可包括内部近壁冷却回路。例如，这种近壁冷却回路可包括多壁叶片的外侧壁附近的近壁冷却通道。近壁冷却通道通常较小，需要较少的冷却流，同时仍维持足够的速度以用于使有效冷却发生。多壁叶片的其它的通常较大、低冷却效率的内部通道可用作冷却空气源且可在一个或多个再用回路中使用以收集和再传送“已使用”的冷却流以用于再分配至多壁叶片的较低热负载区域。在多壁叶片的末梢处，近壁冷却通道和低冷却效率内部通道受到非常高的热负载。
发明内容
本公开的第一方面提供了一种冷却系统，包括：针状翅片组冷却回路，针状翅片组冷却回路包括多个针；和用于将冷却空气供应至针状翅片组冷却回路的空气供给腔；其中针状翅片组冷却回路从多壁叶片的至少一个中央气室和多壁叶片的第一组近壁冷却通道沿径向向外延伸且将它们至少部分地覆盖。
本公开的第二方面提供了一种用于形成针状翅片组冷却回路的方法，包括：使用多个支撑杆分开第一芯、第二芯和第三芯以提供芯组件；使用芯组件生产金属铸件，金属铸件包括：形成在第一金属面和第二金属面之间的开口；和第一金属面和第二金属面中的多组相对的孔；以及将插销插入第一金属面和第二金属面中的各组相对的孔中。
本公开的第三方面提供了一种涡轮机，包括：燃气涡轮系统，其包括压缩机构件、燃烧器构件和涡轮构件，涡轮构件包括多个涡轮轮叶，且其中涡轮轮叶中的至少一个包括多壁叶片；以及布置在多壁叶片内的冷却系统，冷却系统包括：针状翅片组冷却回路，针状翅片组冷却回路包括多个针；和用于将冷却空气供应至针状翅片组冷却回路的空气供给腔；其中针状翅片组冷却回路从多壁叶片的至少一个中央气室和多壁叶片的第一组近壁冷却通道沿径向向外延伸且将它们至少部分地覆盖。
技术方案1. 一种冷却系统，包括：
针状翅片组冷却回路；和
空气供给腔，其用于将冷却空气供应至所述针状翅片组冷却回路；
其中所述针状翅片组冷却回路从多壁叶片的至少一个中央气室和所述多壁叶片的第一组近壁冷却通道沿径向向外延伸且将它们至少部分地覆盖。
技术方案2. 根据技术方案1所述的冷却系统，其中，所述针状翅片组冷却回路还包括：
开口；和
位于所述开口内的多个针。
技术方案3. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述针状翅片组冷却回路的开口从所述空气供给腔朝所述多壁叶片的后缘延伸。
技术方案4. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述针状翅片组冷却回路的开口从所述空气供给腔朝所述多壁叶片的前缘延伸。
技术方案5. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述第一组近壁冷却通道位于所述多壁叶片的压力侧附近。
技术方案6. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述开口延伸越过且至少部分地覆盖所述多壁叶片中的第二组近壁冷却通道。
技术方案7. 根据技术方案6所述的冷却系统，其中，所述第二组近壁冷却通道位于所述多壁叶片的吸力侧附近。
技术方案8. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述开口包括至少一个末梢膜通道以用于将所述冷却空气引导至所述多壁叶片的末梢以提供末梢膜。
技术方案9. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述开口包括至少一个压力侧膜通道以用于将所述冷却空气引导至所述多壁叶片的压力侧以提供压力侧膜。
技术方案10. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述开口包括无任何所述针的区段，所述针用于将空气的流从所述空气供给腔朝所述开口的相对侧引导。
技术方案11. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述开口包括肋部以用于将空气流从所述空气供给腔朝所述开口的相对侧引导。
技术方案12. 根据技术方案2所述的冷却系统，其中，所述针中的至少一个包括插销以用于密封在所述针状翅片组冷却回路的铸造期间形成的相对的孔。
技术方案13. 根据技术方案1所述的冷却系统，其中，所述冷却空气从所述多壁叶片的中央气室或近壁冷却通道供应至所述空气供给腔。
技术方案14. 一种用于形成针状翅片组冷却回路的方法，包括：
使用多个支撑杆分开第一芯、第二芯和第三芯以提供芯组件；
使用所述芯组件制造金属铸件，所述金属铸件包括：
形成在第一金属面和第二金属面之间的开口；和
所述第一金属面和第二金属面中的多组相对的孔；
以及
将插销插入所述第一金属面和第二金属面中的各组相对的孔中。
技术方案15. 根据技术方案14所述的方法，其中，各个插销形成所述针状翅片组冷却回路中的针。
技术方案16. 根据技术方案14所述的方法，其中，所述第一芯、第二芯和第三芯包括多壁叶片的凹槽芯区段、末梢芯区段以及至少一个本体区段。
技术方案17. 根据技术方案14所述的方法，其中，所述开口包括所述针状翅片组冷却回路的开口。
技术方案18. 根据技术方案14所述的方法，其中，所述方法还包括：
形成所述开口中的多个针。
技术方案19. 一种涡轮机，包括：
燃气涡轮系统，其包括压缩机构件、燃烧器构件和涡轮构件，所述涡轮构件包括多个涡轮轮叶，且其中所述涡轮轮叶中的至少一个包括多壁叶片；以及
布置在所述多壁叶片内的冷却系统，所述冷却系统包括：
针状翅片组冷却回路，所述针状翅片组冷却回路包括多个针；和
空气供给腔，其用于将冷却空气供应至所述针状翅片组冷却回路；
其中所述针状翅片组冷却回路从所述多壁叶片的至少一个中央气室和所述多壁叶片的第一组近壁冷却通道沿径向向外延伸且将它们至少部分地覆盖。
本公开的说明性方面解决了本文描述的问题和/或未论述的其它问题。
附图说明
本公开的这些和其它特征从结合附图对本公开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。
图1示出了根据实施例的包括多壁叶片的涡轮轮叶的透视图。
图2是根据各种实施例沿图1中的线A-A截取的图1的多壁叶片的截面图。
图3是根据各种实施例沿图1中的线B-B截取的图1的多壁叶片的末梢区域的截面图。
图4是根据各种实施例沿图1中的线B-B截取的图1的多壁叶片的末梢区域的截面图。
图5是根据各种实施例沿图1中的线B-B截取的图1的多壁叶片的末梢区域的截面图。
图6至图8绘出了根据各种实施例的用于形成针状翅片组冷却回路的一部分的说明性方法。
图9是根据各种实施例沿图1中的线B-B截取的图1的多壁叶片的末梢区域的截面图。
图10是根据各种实施例沿图1中的线B-B截取的图1的多壁叶片的末梢区域的截面图。
图11是根据各种实施例的燃气涡轮系统的示意图。
值得注意的是，本公开的附图不一定按比例。附图意在仅描绘本公开的典型方面，且因此不应当认作限制本公开的范围。在附图中，相似的标号表示附图之间相似的元件。
零件清单
2 涡轮轮叶
4 柄部
6 多壁叶片
8 压力侧
10 吸力侧
12 末梢区域
14 前缘
16 后缘
18 近壁冷却通道
20 中央气室
22 末梢
24 末梢膜
30 冷却通道
40 针状翅片组冷却回路
42 针
44 开口
46 前空气供给腔
48 末梢膜通道
50 压力侧膜通道
52 压力侧膜
54 末梢膜通道
56 开口的区段
60 针状翅片组的部分
62 芯
64 凹槽芯区段
66 末梢芯区段
68 本体芯区段
70 支撑杆
80 金属铸件
82 开口
84 插销
86内腔肋部
88 底部
90 凹槽腔
92 开口
100 肋部
102 燃气涡轮机
104 压缩机
106 空气
108 压缩空气
110 燃烧器
112 燃料
114 燃烧气体
116 涡轮
118 轴
120 负载
140 针状翅片组冷却回路
142 针
144 开口
146 后空气供给腔
156 开口的区段
240 针状翅片组冷却回路
242 针
244 开口
246 前空气供给腔
256 开口的区段。
具体实施方式
在附图中，例如在图11中，“A”轴线表示轴向定向。如本文所使用，用语“轴向”和/或“轴向地”指物体沿轴线A的相对位置/方向，轴线A与涡轮机(尤其是转子区段)的旋转轴线大致平行。还如本文所使用，用语“径向”和/或“径向地”指物体沿轴线(r)的相对位置/方向，轴线(r)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”指物体沿圆周(c)的相对位置/方向，圆周(c)环绕轴线A但不在任何位置处与轴线A相交。
如上文指出，本公开大体涉及涡轮系统，且更具体而言涉及用于冷却多壁叶片的末梢区域的冷却回路。
根据实施例，冷却回路构造成冷却燃气涡轮发动机的多壁叶片的末梢区域，同时为低冷却效率的内部通道提供防护且提供冷却膜。也可为高冷却效率的近壁冷却通道提供防护。冷却回路可包括针状翅片组冷却回路，其可供有来自低冷却效率内部通道或近壁冷却通道的冷却空气。穿过冷却回路的空气提供常规冷却，且作为冷却膜排放以冷却多壁叶片的末梢区域。
转到图1，示出了涡轮轮叶2的透视图。涡轮轮叶2包括柄部4和联接至柄部4且从柄部4沿径向向外延伸的多壁叶片6。多壁叶片6包括压力侧8、相对的吸力侧10和末梢区域12。多壁叶片16还包括压力侧8和吸力侧10之间的前缘14，以及在与前缘14相对的侧上在压力侧8和吸力侧10之间的后缘16。
柄部4和多壁叶片6可分别由一种或多种金属(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)。柄部4和多壁叶片6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。
图2是沿图1的线A-A截取的多壁叶片6的截面图。如图所示，多壁叶片6可包括例如冷却通道的配置30，其包括多个高效率的近壁冷却通道18以及一个或多个低冷却效率的内部通道20(后文称作“中央气室”)。使用近壁冷却通道18和中央气室20的不同组合可提供各种冷却回路。
包括针状翅片组冷却回路40的实施例在图3中绘出，其为沿图1的线B-B截取的多壁叶片6的截面图。针状翅片组冷却回路40相对于图2中所示的冷却通道的配置30沿多壁叶片6沿径向向外(例如，接近多壁叶片6的末梢区域12)定位。就此而言，对比图2和图3，针状翅片组冷却回路40有效地“防护”中央气室20以及至少一些近壁冷却通道18免受非常高的热负载，这些热负载通常在多壁叶片6(例如，在燃气涡轮中)的旋转期间出现在多壁叶片6的末梢区域12处。
针状翅片组冷却回路40包括布置在开口44内的多个热传导(例如金属)针42，开口44在多壁叶片6的前缘14和后缘16之间的区域中形成。在图3中绘出的实施例中，开口44从前空气供给腔46朝多壁叶片6的后缘16向后延伸。对比图2和图3，可看出的是，开口44(且因此针状翅片组冷却回路40的一组(例如一个或多个)针42)延伸越过且至少部分地覆盖中央气室20中的至少一个。此外，再次对比图2和图3，可看出的是，开口44(且因此针状翅片组冷却回路40的另一组针42)延伸越过且至少部分地覆盖布置在多壁叶片6的压力侧8附近的一组近壁冷却通道18。
冷却空气经由前空气供给腔46供应至针状翅片组冷却回路40的开口44。空气供给腔44可流体地联接至中央气室20中的至少一个且从其接收冷却空气。在其它实施例中，前空气供给腔46可流体地联接至近壁冷却通道18中的至少一个且从其接收冷却空气。在任一情况下，在此实施例中，空气供给腔46布置在多壁叶片6的前缘14附近。
在图3中，结合图1和图2来看，冷却空气从空气供给腔46(例如，流出图3中的页面)流到开口44中。冷却空气从空气供给腔46朝多壁叶片6的后缘16流动，穿过开口44且越过针42。针状翅片组冷却回路40的针42大致垂直于穿过开口44的冷却空气的流定向(例如，流入或流出图3中的页面)。针42提供对流热流且促进湍流空气流，增强冷却效率。在针状翅片组冷却回路40的开口44中，冷却空气从多壁叶片6的末梢区域12的邻近部分吸收热(例如，经由常规)，防护下面的近壁冷却通道18和中央气室20免受过多热。针42在针状翅片组冷却回路40的开口44中的可能位置在图3中示出(且也在图4-中，如下文详述的那样)。针42的描绘的位置仅为了说明且不意在限制。
冷却空气经由至少一个末梢膜通道48流出开口44(例如，流出图3中的页面)。冷却空气由末梢膜通道48引导至多壁叶片6的末梢22。冷却空气从多壁叶片6的末梢22排放为末梢膜24以提供末梢膜冷却。此外，冷却空气可穿过至少一个压力侧膜通道50排放出开口44至多壁叶片6的压力侧8来为压力侧膜冷却提供膜52。
冷却空气也可从近壁冷却通道18中的至少一个排放至末梢22以提供末梢膜冷却。例如，如图3中所示，近壁冷却通道18中的至少一个可通过至少一个末梢膜通道54流体地联接至多壁叶片6的末梢22。冷却空气从末梢膜通道54排放(排出图3中的页面)来为末梢膜冷却提供末梢膜24。末梢膜通道48、50的描绘的位置仅为了说明且不意在限制。
在实施例中，如图3中所示，一组针42可从开口44的区段56移除。这促使例如从前空气供给腔46朝针状翅片组冷却回路40的开口44的后部部分中的针42的冷却空气的流(箭头X)。这有助于提供跨过开口44更均匀的冷却。
在另一实施例中，布置在多壁叶片6的后缘16附近的后空气供给腔146可用于供应冷却空气至针状翅片组冷却回路140。结合图1和图2来看，此构造在图4中绘出。
图4中所示的针状翅片组冷却回路140包括布置在开口144内的多个热传导(例如金属)针142，开口44在多壁叶片6的前缘14和后缘16之间的区域中形成。开口144从后空气供给腔146朝多壁叶片6的后缘16向前延伸。开口44(且因此针状翅片组冷却回路140的一组(例如，一个或多个)针142)延伸越过且至少部分地覆盖中央气室20中的至少一个。另外，开口144(且因此针状翅片组冷却回路140的另一组针142)延伸越过且至少部分地覆盖布置在多壁叶片6的压力侧8附近的一组近壁冷却通道18。
空气供给腔146可流体地联接至中央气室20中的至少一个或近壁冷却通道18中的至少一个且从其接收冷却空气。如同图3中所示的实施例，图4中绘出的针状翅片组冷却回路140构造成防护中央气室20以及压力侧近壁冷却通道18中的至少一些免受通常在多壁叶片6的末梢区域12处出现的非常高的热负载。此外，图4中绘出的针状翅片组冷却回路140构造成提供末梢膜24和压力侧膜52以分别用于末梢膜冷却和压力侧膜冷却。
一组针142可从开口144的区段156移除。这促使例如从后空气供给腔146朝针状翅片组冷却回路140的开口144的前部部分中的针142的冷却空气的流(箭头Y)。这有助于提供跨过开口144更均匀的冷却。
在还有另一个实施例中，如图5中绘出，结合图1和图2来看，针状翅片组冷却回路240的开口244可扩大以延伸越过中央气室20且不仅至少部分地覆盖中央气室20(例如，如图3中)而且覆盖布置在多壁叶片6的吸力侧10附近的一组近壁冷却通道18。如在图3中绘出的实施例中，针状翅片组冷却回路240的开口244延伸越过且至少部分地覆盖布置在多壁叶片6的压力侧8附近的一组近壁冷却通道18。一组针242可从开口244的区段256移除以增强从前空气供给腔246至开口244的后部区域的冷却空气的流。
前空气供给腔246可流体地联接至近壁冷却通道18中的至少一个或中央气室20中的至少一个且从其接收冷却空气。图5中绘出的针状翅片组冷却回路240构造成防护中央气室20、吸力侧近壁冷却通道18的至少一些以及压力侧近壁冷却通道18的至少一些免受通常在多壁叶片6的末梢区域12处出现的非常高的热负载。此外，类似于图3中所示的实施例，图5中绘出的针状翅片组冷却回路240构造成提供末梢膜24和压力侧膜52以分别用于末梢膜冷却和压力侧膜冷却。
在图5中，前空气供给腔246布置在多壁叶片6的前缘14附近。然而，类似于图4中所示的实施例，空气供给腔246可布置在多壁叶片6的后缘16附近。
图6至图8绘出了根据实施例用于形成针状翅片组冷却回路40的部分60的说明性方法。用于在铸造针状翅片组冷却回路40的部分60的过程中使用的芯62(例如，陶瓷芯)的截面图在图6中示出。
芯62包括凹槽芯区段64、末梢芯区段66和至少一个本体芯区段68。支撑柱70固定且分开各个芯区段64、66、68。凹槽芯区段64在铸造之后将形成多壁叶片6的末梢22处的腔，其沿径向向外侧开放。末梢芯区段66在铸造之后将形成针状翅片组冷却回路40的开口44。本体芯区段68在铸造之后将形成近壁冷却通道18或中央气室20中的至少一者。
使用芯62(例如，使用已知的铸造技术)生产的金属铸件80的示例在图7中绘出。铸件80包括对应于芯62中的支撑杆70的位置的多个开口82。根据实施例，如图8中所示，各个开口82可使用金属(例如钎焊材料)插销84密封。例如，插销84可插入开口82中、压配或另外插入铸件80的内腔肋部86中，且固定(例如，经由钎焊)至凹槽腔90的底部88和内腔肋部86。就此而言，插销84彻底延伸穿过内腔肋部86和凹槽腔90的底部88之间的开口92，防止冷却空气穿过开口82泄漏出开口92。
内腔肋部86和凹槽腔90的底部88之间的开口92可用于例如提供针状翅片组冷却回路40的开口44，其中插销84大致垂直于穿过开口92的冷却空气的流(例如，流入或流出图8中的页面)定向。在此位置，插销84不仅密封开口92的相对侧上的开口82，而且用作冷却销，通过增进对流热流和促进湍流空气流来提高针状翅片组冷却回路40的冷却效率。插销84在针状翅片组冷却回路40的开口44中的可能的位置在图9中示出。图9中的插销84的描绘的位置仅为了说明且不意在限制。插销84可用于本文公开的任何实施例中。
根据另一实施例，如图10中所绘出，肋部100可设在开口44中。此肋部100促使(例如，通过再引导)从前空气供给腔46到开口44中以及朝针状翅片组冷却回路40的开口44的后部部分中的针42的冷却空气的流。
图11示出了如可在本文中使用的燃气涡轮机102的示意图。燃气涡轮机102可包括压缩机104。压缩机104压缩进入的空气106的流。压缩机104将压缩的空气108的流输送至燃烧器110。燃烧器110将压缩的空气108的流与加压的燃料112的流混合且点燃混合物以形成燃烧气体114的流。虽然仅示出单个燃烧器110，但燃气涡轮机102可包括任何数目的燃烧器110。燃烧气体114的流继而输送至涡轮116，其通常包括多个涡轮轮叶2(图1)。燃烧气体114的流驱动涡轮116以产生机械功。涡轮116中产生的机械功经由轴118驱动压缩机104，且可用于驱动外部负载120(诸如发电机和/或相似物)。
在各个实施例中，描述为“联接”至彼此的构件可沿一个或多个对接处接合。在一些实施例中，这些对接处可包括不同构件之间的连接，且在其它情况下，这些对接处可包括稳固地且/或整体地形成的相互连接。即，在一些情况下，“联接”至彼此的构件可同时地形成以限定单个连续部件。然而，在其它实施例中，这些联接的构件可形成为单独部件且随后通过已知过程(例如，紧固、超声焊接、粘结)接合。
当元件或层称作“在另一元件上”、“接合至”、“连接至”或“联接至”另一元件时，其可直接地在该另一元件上、接合、连接或联接至该另一元件，或可出现中间元件。作为对比，当元件称作“直接在另一元件上”、“直接地接合至”、“直接地连接至”或“直接地联接至”另一元件时，可不存在中间元件或层。用于描述元件之间的关系的其它词语应以相似的方式解释(例如，“之间”相对于“直接地之间”，“相邻”相对于“直接地相邻”等)。如本文所使用，用语“和/或”包括一个或多个相关联的列出项目的任何和所有组合。
本文使用的术语仅为了描述具体实施例的目的且不意在限制本公开。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。
此书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使任何本领域的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)

1.一种冷却系统，包括：
针状翅片组冷却回路(40,140,240)，其包括多个针(42,142,242)，其中所述多个针中的至少一个包括插销以用于密封在所述针状翅片组冷却回路的铸造期间形成的相对的孔；和
空气供给腔(46,146,246)，其用于将冷却空气供应至所述针状翅片组冷却回路(40,140,240)；
其中所述针状翅片组冷却回路(40,140,240)从多壁叶片(6)的至少一个中央气室(20)和所述多壁叶片(6)的第一组近壁冷却通道沿径向向外延伸且将它们至少部分地覆盖。
2.根据权利要求1所述的冷却系统，其特征在于，所述针状翅片组冷却回路(40,140,240)还包括开口(44,144,244)，其中所述多个针(42,142,242)位于所述开口(44,144,244)内。
3.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述针状翅片组冷却回路(40,240)的开口(44,244)从所述空气供给腔(46,246)朝所述多壁叶片(6)的后缘(16)延伸，或其中所述针状翅片组冷却回路(140)的开口(144)从所述空气供给腔(146)朝所述多壁叶片(6)的前缘(14)延伸。
4.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述第一组近壁冷却通道位于所述多壁叶片(6)的压力侧(8)附近。
5.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述开口(44,144,244)延伸越过且至少部分地覆盖所述多壁叶片(6)中的第二组近壁冷却通道，其中所述第二组近壁冷却通道位于所述多壁叶片(6)的吸力侧(10)附近。
6.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述开口(44,144,244)包括至少一个末梢膜通道(54)以用于将所述冷却空气(106)引导至所述多壁叶片(6)的末梢(22)以提供末梢膜(24)，且其中所述开口(44,144,244)包括至少一个压力侧膜通道(50)以用于将所述冷却空气引导至所述多壁叶片(6)的压力侧(8)以提供压力侧膜(52)。
7.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述开口(44,144,244)包括无任何所述针(42,142,242)的区段(56,156,256)，所述针(42,142,242)用于将空气流从所述空气供给腔(46,146,246)朝所述开口(44,144,244)的相对侧引导。
8.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述开口(44,144,244)包括肋部(100)以用于将空气流从所述空气供给腔(46,146,246)朝所述开口(44,144,244)的相对侧引导。
9.一种用于形成针状翅片组冷却回路(40,140,240)的方法，包括：
使用多个支撑杆(70)分开第一芯、第二芯和第三芯以提供芯(62)组件；
使用所述芯(62)组件制造金属铸件(80)，所述金属铸件(80)包括：
形成在第一金属面和第二金属面之间的开口(92)；和
所述第一金属面和第二金属面中的多组相对的孔(82)；
以及
将插销(84)插入所述第一金属面和第二金属面中的各组相对的孔(82)中以用于密封相对的孔。
10.一种涡轮机，包括：
燃气涡轮系统(102)，其包括压缩机构件(104)、燃烧器构件(110)和涡轮构件(116)，所述涡轮构件(116)包括多个涡轮轮叶(2)，且其中所述涡轮轮叶中的至少一个包括多壁叶片(6)；以及
布置在所述多壁叶片(6)内的冷却系统，所述冷却系统包括：
针状翅片组冷却回路(40,140,240)，所述针状翅片组冷却回路包括多个针(42,142,242)，其中所述多个针中的至少一个包括插销以用于密封在所述针状翅片组冷却回路的铸造期间形成的相对的孔；和
空气供给腔(46,146,246)，其用于将冷却空气(106)供应至所述针状翅片组冷却回路(40,140,240)；
其中所述针状翅片组冷却回路(40,140,240)从多壁叶片(6)的至少一个中央气室(20)和所述多壁叶片(6)的第一组近壁冷却通道沿径向向外延伸且将它们至少部分地覆盖。
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10060269B2 (en) 2015-12-21 2018-08-28 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US9976425B2 (en) 2015-12-21 2018-05-22 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9932838B2 (en) 2015-12-21 2018-04-03 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10119405B2 (en) 2015-12-21 2018-11-06 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10227877B2 (en) 2016-08-18 2019-03-12 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10208607B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10221696B2 (en) 2016-08-18 2019-03-05 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10267162B2 (en) 2016-08-18 2019-04-23 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10208608B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
EP3640100A4 (en) 2017-06-13 2021-05-26 Koito Manufacturing Co., Ltd. VEHICLE CLEANING SYSTEM AND VEHICLE EQUIPPED WITH A VEHICLE CLEANING SYSTEM
US10570750B2 (en) 2017-12-06 2020-02-25 General Electric Company Turbine component with tip rail cooling passage
US10408065B2 (en) 2017-12-06 2019-09-10 General Electric Company Turbine component with rail coolant directing chamber
US10753210B2 (en) * 2018-05-02 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved cooling scheme
US11118462B2 (en) 2019-01-24 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade tip pocket rib
US11371359B2 (en) 2020-11-26 2022-06-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine

Family Cites Families (88)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
GB2121483B (en) 1982-06-08 1985-02-13 Rolls Royce Cooled turbine blade for a gas turbine engine
US4650399A (en) 1982-06-14 1987-03-17 United Technologies Corporation Rotor blade for a rotary machine
JPH06102963B2 (ja) * 1983-12-22 1994-12-14 株式会社東芝 ガスタ−ビン空冷翼
US4753575A (en) 1987-08-06 1988-06-28 United Technologies Corporation Airfoil with nested cooling channels
US5813835A (en) 1991-08-19 1998-09-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Air-cooled turbine blade
US5810552A (en) 1992-02-18 1998-09-22 Allison Engine Company, Inc. Single-cast, high-temperature, thin wall structures having a high thermal conductivity member connecting the walls and methods of making the same
US5295530A (en) * 1992-02-18 1994-03-22 General Motors Corporation Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same
US5296308A (en) 1992-08-10 1994-03-22 Howmet Corporation Investment casting using core with integral wall thickness control means
US5356265A (en) 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5382135A (en) 1992-11-24 1995-01-17 United Technologies Corporation Rotor blade with cooled integral platform
US5403159A (en) 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
US5702232A (en) 1994-12-13 1997-12-30 United Technologies Corporation Cooled airfoils for a gas turbine engine
US5853044A (en) 1996-04-24 1998-12-29 Pcc Airfoils, Inc. Method of casting an article
US6220817B1 (en) 1997-11-17 2001-04-24 General Electric Company AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit
GB9901218D0 (en) 1999-01-21 1999-03-10 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
US6196792B1 (en) 1999-01-29 2001-03-06 General Electric Company Preferentially cooled turbine shroud
DE19905887C1 (de) 1999-02-11 2000-08-24 Abb Alstom Power Ch Ag Hohlgegossenes Bauteil
US6416284B1 (en) 2000-11-03 2002-07-09 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
JP2002242607A (ja) 2001-02-20 2002-08-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼
US6491496B2 (en) 2001-02-23 2002-12-10 General Electric Company Turbine airfoil with metering plates for refresher holes
EP1247602B1 (de) * 2001-04-04 2008-02-20 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel
US6478535B1 (en) 2001-05-04 2002-11-12 Honeywell International, Inc. Thin wall cooling system
FR2829174B1 (fr) 2001-08-28 2006-01-20 Snecma Moteurs Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz
FR2829175B1 (fr) 2001-08-28 2003-11-07 Snecma Moteurs Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz
US6974308B2 (en) 2001-11-14 2005-12-13 Honeywell International, Inc. High effectiveness cooled turbine vane or blade
US6746209B2 (en) * 2002-05-31 2004-06-08 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies
US7104757B2 (en) * 2003-07-29 2006-09-12 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade
EP1510653B1 (de) 2003-07-29 2008-05-28 Siemens Aktiengesellschaft Gekühlte Turbinenschaufel
US6955525B2 (en) 2003-08-08 2005-10-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for an outer wall of a turbine blade
US6887033B1 (en) 2003-11-10 2005-05-03 General Electric Company Cooling system for nozzle segment platform edges
US6929054B2 (en) * 2003-12-19 2005-08-16 United Technologies Corporation Investment casting cores
US7097426B2 (en) 2004-04-08 2006-08-29 General Electric Company Cascade impingement cooled airfoil
US7217097B2 (en) 2005-01-07 2007-05-15 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system with internal flow guide within a turbine blade of a turbine engine
US7413407B2 (en) 2005-03-29 2008-08-19 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber
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
US7296973B2 (en) 2005-12-05 2007-11-20 General Electric Company Parallel serpentine cooled blade
US7686581B2 (en) 2006-06-07 2010-03-30 General Electric Company Serpentine cooling circuit and method for cooling tip shroud
US7534089B2 (en) 2006-07-18 2009-05-19 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels
US7780413B2 (en) 2006-08-01 2010-08-24 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with near wall inflow chambers
US7481623B1 (en) 2006-08-11 2009-01-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Compartment cooled turbine blade
US7527475B1 (en) 2006-08-11 2009-05-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a near-wall cooling circuit
US7527474B1 (en) 2006-08-11 2009-05-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages
US7625178B2 (en) 2006-08-30 2009-12-01 Honeywell International Inc. High effectiveness cooled turbine blade
US7722324B2 (en) 2006-09-05 2010-05-25 United Technologies Corporation Multi-peripheral serpentine microcircuits for high aspect ratio blades
US7607891B2 (en) 2006-10-23 2009-10-27 United Technologies Corporation Turbine component with tip flagged pedestal cooling
US8591189B2 (en) 2006-11-20 2013-11-26 General Electric Company Bifeed serpentine cooled blade
US8047790B1 (en) 2007-01-17 2011-11-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Near wall compartment cooled turbine blade
US7914257B1 (en) 2007-01-17 2011-03-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with spiral and serpentine flow cooling circuit
US7845906B2 (en) 2007-01-24 2010-12-07 United Technologies Corporation Dual cut-back trailing edge for airfoils
US7819629B2 (en) 2007-02-15 2010-10-26 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine
US7780415B2 (en) 2007-02-15 2010-08-24 Siemens Energy, Inc. Turbine blade having a convergent cavity cooling system for a trailing edge
JP5281245B2 (ja) 2007-02-21 2013-09-04 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造
US7862299B1 (en) 2007-03-21 2011-01-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits
KR100900231B1 (ko) * 2007-06-21 2009-06-02 주식회사 하이닉스반도체 반도체 소자의 제조방법
US7785072B1 (en) 2007-09-07 2010-08-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Large chord turbine vane with serpentine flow cooling circuit
US7857589B1 (en) 2007-09-21 2010-12-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall cooling
US20090165988A1 (en) * 2007-12-31 2009-07-02 General Electric Company Turbine airfoil casting method
US8292581B2 (en) 2008-01-09 2012-10-23 Honeywell International Inc. Air cooled turbine blades and methods of manufacturing
US7901183B1 (en) 2008-01-22 2011-03-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with dual aft flowing triple pass serpentines
US8087891B1 (en) 2008-01-23 2012-01-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip region cooling
US8192146B2 (en) 2009-03-04 2012-06-05 Siemens Energy, Inc. Turbine blade dual channel cooling system
US8267658B1 (en) 2009-04-07 2012-09-18 Florida Turbine Technologies, Inc. Low cooling flow turbine rotor blade
US8011888B1 (en) 2009-04-18 2011-09-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling
US8157505B2 (en) 2009-05-12 2012-04-17 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with single tip rail with a mid-positioned deflector portion
US8292582B1 (en) 2009-07-09 2012-10-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
US8356978B2 (en) 2009-11-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform cooling core
US8444386B1 (en) 2010-01-19 2013-05-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple near wall serpentine flow cooling
US8535004B2 (en) 2010-03-26 2013-09-17 Siemens Energy, Inc. Four-wall turbine airfoil with thermal strain control for reduced cycle fatigue
US8616845B1 (en) 2010-06-23 2013-12-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip cooling circuit
US8794921B2 (en) 2010-09-30 2014-08-05 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8734108B1 (en) 2011-11-22 2014-05-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with impingement cooling cavities and platform cooling channels connected in series
US9249673B2 (en) 2011-12-30 2016-02-02 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
US8678766B1 (en) 2012-07-02 2014-03-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near wall cooling channels
US20140096538A1 (en) 2012-10-05 2014-04-10 General Electric Company Platform cooling of a turbine blade assembly
US9366194B2 (en) 2013-09-05 2016-06-14 General Electric Company Method and system for controlling gas turbine performance with a variable backflow margin
US20150184538A1 (en) 2013-12-30 2015-07-02 General Electric Company Interior cooling circuits in turbine blades
US9995149B2 (en) 2013-12-30 2018-06-12 General Electric Company Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
US10294799B2 (en) 2014-11-12 2019-05-21 United Technologies Corporation Partial tip flag
US9845694B2 (en) 2015-04-22 2017-12-19 United Technologies Corporation Flow directing cover for engine component
US9863538B2 (en) 2015-04-27 2018-01-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine brush seal with supported tip
US10052683B2 (en) 2015-12-21 2018-08-21 General Electric Company Center plenum support for a multiwall turbine airfoil casting
US10060269B2 (en) 2015-12-21 2018-08-28 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10030526B2 (en) 2015-12-21 2018-07-24 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US9932838B2 (en) 2015-12-21 2018-04-03 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US20170175544A1 (en) 2015-12-21 2017-06-22 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10119405B2 (en) 2015-12-21 2018-11-06 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
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