CN107013252B - 物件和冷却物件的方法 - Google Patents

物件和冷却物件的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107013252B
CN107013252B CN201611130708.4A CN201611130708A CN107013252B CN 107013252 B CN107013252 B CN 107013252B CN 201611130708 A CN201611130708 A CN 201611130708A CN 107013252 B CN107013252 B CN 107013252B
Authority
CN
China
Prior art keywords
reuse
pocket
fluid
impingement
cavity
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
CN201611130708.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107013252A (zh
Inventor
G.M.伊策尔
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 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 CN107013252A publication Critical patent/CN107013252A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107013252B publication Critical patent/CN107013252B/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
    • F01D5/187—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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F01D9/02—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
    • 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
    • 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
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本文是涉及一种物件和冷却物件的方法。该物件包括主体部分、在主体部分内的多个隔板和在隔板中的每个中的至少一个小孔，该至少一个小孔配置和布置成将流体引向主体部分的内表面。该多个隔板形成至少一个上行凹腔和至少一个再利用凹腔，其配置和布置成接收来自在隔板中的一个中的至少一个小孔的流体。该方法包括提供具有上行隔板和再利用隔板的物件，产生经过在上行隔板中的该至少一个小孔的第一流体流，在再利用凹腔内接收后‑冲击流体，以及产生经过在再利用隔板中的该至少一个小孔的再利用流体流，再利用流体流由后‑冲击流体产生。

Description

物件和冷却物件的方法
技术领域
本发明涉及一种物件和冷却物件的方法。更具体地，本发明针对一种被冷却的物件和冷却被冷却的物件的方法。
背景技术
涡轮系统被连续地改进以增加效率和降低成本。一种用于增加涡轮系统的效率的方法包括增加涡轮系统的运行温度。为了增加温度，涡轮系统必须由可在连续使用期间经受这样的温度的材料来构造。
除了改进构件材料和覆层之外，一种增加涡轮构件的承温能力的常见方法包括使用冷却部件。例如，许多涡轮构件包括定位在其内部凹腔内的冲击套筒或冲击板。冲击套筒或板包括多个冷却通道，其将冷却流体引向涡轮构件的内表面，提供涡轮构件的冲击冷却。然而，为了定位在涡轮构件内而形成分开的单独的冲击套筒增加了制造时间和成本。此外，冲击套筒典型地产生在冲击套筒与涡轮构件之间的显著的交叉流动，并且需要足够的冷却流体以提供在同一时间经过冷却通道中的每个的流体流，这两者都降低了系统的效率。
另一冷却涡轮构件的方法包括使用蛇形冷却。蛇形冷却包括使冷却流体经过在涡轮构件内的通道以同时冷却构件的压力侧壁和吸入侧壁两者。两个壁的同时冷却可能过度冷却一壁以便足够地冷却另一壁。一壁的过度冷却导致热梯度以及不必要的吸热(heatpick-up)，这两者都降低了下游冷却效果和冷却效率。
发明内容
在一实施例中，物件包括具有内表面和外表面的主体部分(内表面限定了内部区域)、在主体部分内的多个隔板(隔板中的每个延伸穿过内部区域)以及在多个隔板的每个中的至少一个小孔(该至少一个小孔配置和布置成将流体引向主体部分的内表面。多个隔板形成至少一个上行凹腔和至少一个再利用凹腔，该至少一个再利用凹腔配置和布置成接收来自在隔板中的一个中的至少一个小孔的流体。
在另一实施例中，物件包括具有内表面和外表面的主体部分(内表面限定了内部区域)、多个整体隔板(每个经过内部区域从物件的压力侧壁延伸至吸入侧壁，整体隔板在内部区域内形成上行凹腔和至少一个再利用凹腔)和形成在整体隔板中的每个中的至少一个小孔(该至少一个小孔配置和布置成将流体引向主体部分的内表面)。上行凹腔配置和布置成接收来自物件外的流体并且该至少一个再利用凹腔中的每个配置和布置成接收来自在隔板中的一个中的该至少一个小孔的后-冲击流体。
在另一实施例中，冷却物件的方法包括：提供物件(其包括具有内表面和外表面的主体部分，内表面限定了内部区域；延伸穿过内部区域的上行隔板，上行隔板在内部区域内形成上行凹腔；延伸穿过内部区域的再利用隔板，再利用隔板在内部区域内形成再利用凹腔；以及形成在上行隔板和再利用隔板中的每个中的至少一个小孔，该至少一个小孔配置和布置成将流体引向主体部分的内表面)；将流体引导到上行凹腔中；产生经过在上行隔板中的该至少一个小孔的第一流体流；使主体部分的内表面与第一流体流接触，内表面的该接触冷却内表面并且形成第一后-冲击流体；在再利用凹腔内接收第一后-冲击流体；产生经过在再利用隔板中的该至少一个小孔的再利用流体流；并且使主体部分的内表面与再利用流体流接触，内表面的该接触冷却内表面并且形成再利用后-冲击流体。再利用流体流由在该至少一个再利用凹腔内所接收的第一后-冲击流体产生。
在一实施例中，多个隔板包括限定至少一个上行凹腔的上行隔板。
在一实施例中，至少一个上行凹腔包括第一上行凹腔和第二上行凹腔。
在一实施例中，至少一个上行凹腔中的每个配置和布置成接收来自物件外的流体。
在一实施例中，多个隔板此外包括至少一个再利用隔板，至少一个再利用隔板中的每个限定了至少一个再利用凹腔中的一个。
在一实施例中，物件此外包括第一再利用凹腔，第一再利用凹腔配置和布置成接收经过上行隔板的流体。
在一实施例中，在上行隔板中的至少一个小孔配置和布置成产生冲击流体流并且第一再利用凹腔配置和布置成接收由冲击流体流形成的后-冲击流体。
在一实施例中，物件此外包括至少一个附加的再利用凹腔，附加的再利用凹腔配置和布置成接收经过至少一个再利用隔板中的一个的流体。
在一实施例中，在再利用隔板中的每个中的至少一个小孔产生冲击流体流并且附加的再利用凹腔中的每个配置和布置成接收由冲击流体流形成的后-冲击流体。
在一实施例中，第一再利用凹腔和至少一个附加的再利用凹腔提供物件的系列冲击冷却。
在一实施例中，物件此外包括在内表面与外表面之间延伸的开口，开口提供经过主体部分的流体流。
在一实施例中，多个隔板中的至少一个包括多个小孔，多个小孔将流体引向物件的吸入侧和压力侧。
在一实施例中，多个小孔配置和布置成将增加的量的流体引向物件的吸入侧或压力侧。
在一实施例中，将增加的量的流体引向物件的压力侧提供了压力侧的增加的冲击冷却，而将增加的量的流体引向物件的吸入侧提供了吸入侧的增加的冲击冷却。
在一实施例中，形成在多个隔板中的一个中的小孔的数量与形成在至少一个另外的隔板中的小孔的数量不同。
在一实施例中，在多个隔板中的每个中形成的小孔的数量被选择成提供所希望的薄膜供给压力。
在一实施例中，在多个隔板中的每个中形成的小孔的数量被选择成提供所希望的壁温分布。
本发明此外涉及一种物件，其包括：具有内表面和外表面的主体部分，内表面限定了内部区域；多个整体隔板，每个穿过内部区域从物件的压力侧壁延伸至吸入侧壁，整体隔板在内部区域内形成上行凹腔和至少一个再利用凹腔；以及在整体隔板中的每个中形成的至少一个小孔，至少一个小孔配置和布置成将流体引向主体部分的内表面；其中，上行凹腔配置和布置成接收来自物件外的流体；并且其中，至少一个再利用凹腔中的每个配置和布置成接收来自在隔板中的一个中的至少一个小孔的后-冲击流体。
本发明此外涉及一种冷却物件的方法，其包括：提供物件(其包括：具有内表面和外表面的主体部分，内表面限定了内部区域；延伸穿过内部区域的上行隔板，上行隔板在内部区域内形成上行凹腔；延伸穿过内部区域的再利用隔板，再利用隔板在内部区域内形成再利用凹腔；以及在上行隔板和再利用隔板中的每个中形成的至少一个小孔，至少一个小孔配置和布置成将流体引向主体部分的内表面)；将流体引入上行凹腔中；产生经过在上行隔板中的至少一个小孔的第一流体流；使主体部分的内表面与第一流体流接触，内表面的接触冷却内表面并且形成第一后-冲击流体；在再利用凹腔内接收第一后-冲击流体；产生经过在再利用隔板中的至少一个小孔的再利用流体流；并且使主体部分的内表面与再利用流体流接触，内表面的接触冷却内表面并且形成再利用后-冲击流体；其中，再利用流体流由接收在至少一个再利用凹腔内的第一后-冲击流体产生。
在一实施例中，该方法此外包括：提供至少一个附加的再利用隔板，其延伸穿过内部区域，至少一个附加的再利用隔板中的每个在内部区域内形成附加的再利用凹腔并且包括在其中形成的至少一个小孔；并且在至少一个附加的再利用隔板中的每个内相继接收再利用后-冲击流体，产生经过在至少一个附加的再利用隔板中的每个中的至少一个小孔的再利用流体流，并且使主体部分的内表面与来自至少一个附加的再利用凹腔中的每个的再利用流体流接触；其中，经过在至少一个附加的再利用隔板中的每个中的至少一个小孔的再利用流体流由在附加的再利用凹腔内接收的再利用后-冲击流体产生；并且其中，相继接收再利用后-冲击流体、产生再利用流体流以及使主体部分的内表面与再利用流体接触提供了物件的系列冲击冷却。
本发明的其他特征和优点将从以下更详细的描述结合通过示例说明了本发明的原理的附图显而易见。
附图说明
图1示出了根据本公开的实施例的物件的前透视图。
图2示出了根据本公开的实施例图1的物件沿着线2-2的截面图。
图3示出了在移除隔板的情况下图2的截面图。
图4示出了根据本公开的实施例在图2的物件内的流动剖面的示意图。
图5示出了根据本公开的备选实施例图1的物件沿着线2-2的截面图。
在任何可能之处，在全部附图中将使用的相同的附图标记来代表相同的部分。
附图标记清单
100 物体
101 涡轮叶片
103 根部部分
105 平台
107 翼型部分
201 主体部分
203 外表面
205 内表面
207 内部区域
208 吸入侧
209 压力侧
210 隔板
211 上行凹腔
213 再利用凹腔
220 小孔
230 开口
240 前缘
241 前缘通路
250 后缘
251 后缘通路。
具体实施方式
提供了物件和冷却物件的方法。本公开的实施例(与不包括一个或更多个本文中所公开的特征的方案相比)例如减少了物件的过度冷却，减少了由于物件的过度冷却而冷却流体的温度增加，增加了冷却效率，减少了热梯度形成，增加了下游冷却效果，有助于冷却流体的再使用，有助于冷却流分布的增加的控制，提供物件温度的增加的稳定性，减少交叉流，减少交叉流降级(degradation)，增加物件寿命，有助于利用增加的系统温度，增加系统效率，提供对薄膜供给压力的增加的控制，或者它们的组合。
参考图1，在一实施例中，物件100包括但不限于涡轮叶片101或轮叶。涡轮叶片101具有根部部分103、平台105、和翼型部分107。根部部分103构造成将涡轮叶片101紧固在涡轮系统内，诸如例如紧固至转子叶轮。此外，根部部分103构造成从涡轮系统接收流体并且引导流体进入翼型部分107中。尽管这里关于涡轮叶片来说明，如由本领域技术人员所理解的那样，物件100不如此受限制而是可包括任何其他适合于接收冷却流体的物件，诸如例如空心构件、热气路径构件、护罩、喷嘴、导叶、或它们的组合。
如在图2中所示，其显示了翼型部分107的横截面，物件100包括具有外表面203、内表面205的主体部分201和在其中形成的一个或多个隔板210。该一个或多个隔板210中的每个经过内部区域207从物件100的第一侧延伸至物件100的第二侧，并且包括穿过其形成的至少一个小孔220。例如，在一实施例中，隔板210中的每个从在翼型部分107的吸入侧208上的内表面205延伸至在翼型部分107的压力侧209上的内表面205。为了更清楚地说明内表面205和由内表面205所限定的内部区域207，图3示出了在移除隔板210的情况下图2的翼型部分107。
回到图2，该一个或多个隔板210可与主体部分201整体地和/或与主体部分201分开地来形成。在一实施例中，与主体部分201整体地形成该一个或多个隔板210和该一个或多个隔板210与主体部分201分开地形成且然后紧固到主体部分201相比减小或消除了在该一个或多个隔板210与主体部分201之间的流体通路。在另一实施例中，与主体部分201整体地形成该一个或多个隔板210和该一个或多个隔板210与主体部分201分开地形成且然后紧固到主体部分201相比减小或消除了至后冲击的泄漏。用于形成主体部分201和/或该一个或多个隔板210的适合的方法包括但不限于直接金属激光熔化(DMLM)、直接金属激光烧结(DMLS)、选择性激光熔化(SLM)、选择性激光烧结(SLS)、熔融沉积塑造(FDM)、任何其他添加性制造技术，或它们的组合。
该一个或多个隔板210形成至少一个上行凹腔211和至少一个再利用凹腔213。该至少一个上行凹腔211定位成接收来自物件100外的流体，诸如但不限于从根部部分103被引导到翼型部分107中的流体。再利用凹腔213中的每个构造成接收经过在该一个或多个隔板210中的(多个)小孔220的流体，诸如但不限于经过在形成上行凹腔211和/或在上行凹腔211与再利用凹腔213之间的任何其他再利用凹腔213的隔板210中的(多个)小孔220的流体。例如，如在图2中所示，来自物件100之外的流体从该至少一个上行凹腔211相继经过在物件100的前缘240和/或后缘250与该至少一个上行凹腔211之间形成的该一个或多个再利用凹腔213中的每个。
在一实施例中，物件100包括在内部区域207内由隔板210中的一个形成的上行凹腔211中的两个。在另一实施例中，上行凹腔211中的一个向前缘240延伸而另一上行凹腔211向后缘250延伸。延伸向前缘240的上行凹腔211以及形成在上行凹腔211与前缘240之间的任何再利用凹腔213限定了前缘通路241。延伸向后缘250的上行凹腔211以及形成在上行凹腔211与后缘250之间的任何再利用凹腔213限定了后缘通路251。
前缘通路241和后缘通路251各包括任何合适数量的再利用凹腔213。例如，如在图2和4中所示，前缘通路241和后缘通路251两者都包括再利用凹腔213中的两个。在另一示例中，如在图5中所示，前缘通路241包括再利用凹腔213中的三个而后缘通路251包括再利用凹腔213中的两个。如将由本领域技术人员所理解的那样，物件100不限于上面的示例而是可包括任何其他合适数量的上行凹腔211和/或再利用凹腔213，其中前缘通路241和后缘通路251具有相同或不同数量的凹腔。
参考图2、4和5，在该一个或多个隔板210中的每个中形成的该至少一个小孔220提供穿过其的流体流。在一实施例中，在形成上行凹腔211的隔板210中的该至少一个小孔220将流体流从上行凹腔211提供至再利用凹腔213中的一个或多个。在另一实施例中，在形成再利用凹腔213中的每个的隔板210中的该至少一个小孔220将流体流从再利用凹腔213提供至一个或多个其他再利用凹腔213。在又一实施例中，主体部分201包括形成在其中的一个或多个开口230，开口230中的每个构造成将流体从上行凹腔211中的一个和/或再利用凹腔213中的一个引导到外表面203。
除了提供穿过其的流体流之外，在隔板210中的每个中的小孔220中的一个或多个构造成将流体引向主体部分201的内表面205。例如，小孔220中的每个可构造成产生被引向内表面205的冲击流体流。附加地或备选地，该一个或多个开口230中的每个构造成从经过其的流体产生薄膜流。该一个或多个小孔220和/或该一个或多个开口230的适合的形状和/或几何结构包括但不限于直线、曲线、圆形、大致圆形、半圆、人字形、方形、三角形、星形、不规则形或者它们的组合。
在一实施例中，(多个)小孔220构造成提供所希望的壁温分布。例如，隔板210可包括引向吸入侧208或压力侧209的相对增加的数量的小孔220，这些相对增加的数量的小孔220被引向一侧提供该侧的增加的冷却。附加地或备选地，与另一隔板210相比增加的数量的小孔220可形成在隔板210中的一个中，该隔板210包括增加数量的小孔220提供物件100的对应部分的增加的冷却。由(多个)小孔220的构造所提供的所希望的壁温减小了物件100的过度冷却、增加下游冷却效率、增加系统性能，减小由构件的不过度冷却的区域在形成薄膜冷却流之前在流体中的不必要的吸热、增加物件寿命、减小壁温中的波动、增加壁温的一致性，或它们的组合。
在一些实施例中，再利用凹腔213中的每个构造成接收来自在形成上行凹腔211和/或再利用凹腔213的隔板210中的(多个)小孔220的后-冲击流体。如本文中所使用的那样，“后-冲击流体”指的是被引向主体部分201的内表面205的流体，并且包括接触内表面205或冲击到其上的流体以及被引导经过该一个或多个小孔220但是不接触内表面205的流体两者。例如，在图2中说明的翼型部分107的两个再利用凹腔213可形成第一再利用凹腔和第二再利用凹腔。在上行凹腔211与第二再利用凹腔之间的第一再利用凹腔构造成接收来自经过上行凹腔211的(多个)小孔220产生的冲击流体流的后-冲击流体。定位在第一再利用凹腔与翼型部分107的前缘240之间的第二再利用凹腔构造成接收来自经过第一再利用凹腔的(多个)小孔220产生的冲击流体流的后-冲击流体。物件100也可包括一个或多个附加的再利用凹腔，附加的再利用凹腔中的每个构造成接收来自在形成任何上游凹腔(包括但不限于上行凹腔211和/或位于上行凹腔211与附加的再利用凹腔之间的任何再利用凹腔213)的隔板210中的(多个)小孔220的后-冲击流体。
根据这里所公开的实施例中的一个或多个，经过在每个再利用凹腔213的隔板210中的(多个)小孔220产生的冲击冷却流包括或者主要包括由再利用凹腔213所接收的后-冲击流体。例如，在图2、4和5中所示的物件的前缘通路241中，第一再利用凹腔构造成产生穿过其(多个)小孔220的冲击冷却流，其包括或者主要包括从上行凹腔211所接收的后-冲击流体。第二再利用凹腔构造成产生穿过其(多个)开口230的薄膜冷却流(见图2、4和5)和/或产生穿过其(多个)小孔220的冲击冷却流(见图5)，其包括或主要包括来自第一再利用凹腔的后-冲击流体。如在此所使用的那样，术语“主要包括”是指冲击冷却流由至少90%后-冲击流体构成。
通过产生包括或者主要包括后-冲击流体的冲击冷却流，再利用凹腔213提供物件100的系列冲击冷却。物件100的系列冲击冷却包括基本上或完全通过由该至少一个上行凹腔211所接收的流体供给的一个或多个流路径，其增加物件100的冷却效率、减少被引导至物件100的流体的量、减少后-冲击流体流、减少交叉流降级、通过提供对薄膜孔压力比增加的控制和/或提供对薄膜排发泡率(film row blowing ratio)的增加的控制来改善薄膜冷却效率。
虽然本发明参照一个或多个实施例来说明，将由本领域技术人员所理解的是在不离开本发明的范围的情况下可做出各种改变并且可用等同物代替其中的元件。此外，在不离开其本质范围的情况下，可对本发明的教导做出许多修改以适应特殊情况或材料。因此，意图是本发明不限于作为构思用于实施本发明的最好的模式所公开的具体实施例，而是本发明将包括落在权利要求的范围内的所有实施例。此外，在详细的说明书中所识别的所有数值应被解释为精确值和近似值两者都被明确地识别。

Claims (12)

1.一种涡轮构件(100)，其包括：
主体部分(201)，其具有内表面(205)和外表面(203)，所述内表面(205)限定了内部区域；
在所述主体部分(201)内的多个隔板(210)，所述隔板(210)中的每个延伸穿过所述内部区域；以及
在所述多个隔板(210)中的每个中的至少一个孔口(220)，所述至少一个孔口(220)配置和布置成将流体引向所述主体部分(201)的内表面(205)；
其中，所述多个隔板(210)包括：上行隔板，其限定至少一个上行凹腔(211)；和至少一个再利用隔板，其至少限定第一再利用凹腔(213)和至少一个附加的再利用凹腔，其中，所述第一再利用凹腔至少部分地包围所述上行凹腔，
其中，所述第一再利用凹腔(213)配置和布置成接收来自所述上行凹腔作为冲击流体流穿过所述至少一个孔口的流体，使得所述冲击流体流冲击冷却沿着所述第一再利用凹腔的内表面的吸入侧和压力侧并且在所述第一再利用凹腔内产生后冲击流体，并且
其中，所述至少一个附加的再利用凹腔配置和布置成接收来自所述第一再利用凹腔作为二次冲击流体流穿过所述至少一个孔口的所述后冲击流体，使得所述二次冲击流体流冲击冷却沿着所述至少一个附加的再利用凹腔的内表面的吸入侧和压力侧并且在所述至少一个附加的再利用凹腔内形成二次后冲击流体，并且所述第一再利用凹腔和所述至少一个附加的再利用凹腔提供所述涡轮构件的内表面的系列冲击冷却。
2.根据权利要求1所述的涡轮构件(100)，其中，所述至少一个上行凹腔(211)包括第一上行凹腔(211)和第二上行凹腔(211)。
3.根据权利要求1所述的涡轮构件(100)，其中，所述至少一个上行凹腔中的每个配置和布置成接收来自所述涡轮构件(100)外的流体。
4.根据权利要求1所述的涡轮构件(100)，其此外包括在所述内表面(205)与所述外表面(203)之间延伸的开口(230)，所述开口(230)提供经过所述主体部分(201)的流体流。
5.根据权利要求1所述的涡轮构件(100)，其中，所述多个隔板(210)中的至少一个包括多个孔口(220)，所述多个孔口(220)将所述流体引向所述涡轮构件(100)的吸入侧(208)和压力侧(209)。
6.根据权利要求5所述的涡轮构件(100)，其中，所述多个孔口(220)配置和布置成将增加的量的流体引向所述涡轮构件(100)的吸入侧(208)或压力侧(209)。
7.根据权利要求6所述的涡轮构件(100)，其中，将增加的量的流体引向所述涡轮构件(100)的压力侧(209)提供了所述压力侧(209)的增加的冲击冷却，而将增加的量的流体引向所述涡轮构件(100)的吸入侧(208)提供了所述吸入侧(208)的增加的冲击冷却。
8.根据权利要求1所述的涡轮构件(100)，其中，形成在所述多个隔板(210)中的一个中的孔口(220)的数量与形成在至少一个另外的隔板中的孔口(220)的数量不同。
9.根据权利要求8所述的涡轮构件(100)，其中，在所述多个隔板(210)中的每个中形成的孔口(220)的数量被选择成提供所希望的薄膜供给压力。
10.根据权利要求8所述的涡轮构件(100)，其中，在所述多个隔板(210)中的每个中形成的孔口(220)的数量被选择成提供所希望的壁温分布。
11.一种涡轮构件(100)，其包括：
具有内表面(205)和外表面(203)的主体部分(201)，所述内表面(205)限定了内部区域；
在所述主体部分内的多个整体隔板(210)，其中，所述多个整体隔板各连接至所述主体部分的压力侧和所述主体部分的吸入侧并且与其成整体，所述整体隔板中的每个延伸穿过所述内部区域；以及
在所述整体隔板(210)中的每个中形成的至少一个孔口(220)，所述至少一个孔口(220)配置和布置成将流体引向所述主体部分(201)的内表面(205)；
其中，所述多个整体隔板包括：
整体上行隔板，其限定至少一个上行凹腔，所述上行凹腔配置和布置成接收来自所述涡轮构件外的流体；
和至少一个整体再利用隔板，其至少限定第一再利用凹腔和至少一个附加的再利用凹腔，其中，所述第一再利用凹腔至少部分地包围所述上行凹腔，
其中，所述第一再利用凹腔配置和布置成接收来自所述上行凹腔作为冲击流体流穿过所述至少一个孔口的流体，使得所述冲击流体流冲击冷却沿着所述第一再利用凹腔的内表面并且在所述第一再利用凹腔内产生后冲击流体，并且
其中，所述至少一个附加的再利用凹腔配置和布置成接收来自所述第一再利用凹腔作为二次冲击流体流穿过所述至少一个孔口的所述后冲击流体，使得所述二次冲击流体流冲击冷却沿着所述至少一个附加的再利用凹腔的内表面并且在所述至少一个附加的再利用凹腔内形成二次后冲击流体，并且所述第一再利用凹腔和所述至少一个附加的再利用凹腔提供所述涡轮构件的内表面的系列冲击冷却。
12.一种冷却涡轮构件(100)的方法，所述方法包括：
提供所述涡轮构件(100)，其包括；
具有内表面(205)和外表面(203)的主体部分(201)，所述内表面(205)限定了内部区域；
延伸穿过所述内部区域的上行隔板，所述上行隔板在所述内部区域内形成上行凹腔(211)；
延伸穿过所述内部区域的至少一个再利用隔板，所述再利用隔板在所述内部区域内形成第一再利用凹腔和至少一个附加的再利用凹腔，其中，所述第一再利用凹腔至少部分地包围所述上行凹腔；以及
在所述上行隔板和所述至少一个再利用隔板中的每个中形成的至少一个孔口(220)，所述至少一个孔口(220)配置和布置成将流体引向所述主体部分(201)的内表面(205)；
将流体引入所述上行凹腔(211)中；
产生经过在所述上行隔板中的所述至少一个孔口(220)的第一冲击流体流；
使所述主体部分(201)沿着所述第一再利用凹腔的内表面的吸入侧和压力侧与所述第一冲击流体流接触，沿着所述第一再利用凹腔的所述内表面的吸入侧和压力侧的接触冲击冷却沿着所述第一再利用凹腔的所述内表面的吸入侧和压力侧并且在所述第一再利用凹腔内形成第一后冲击流体；
产生经过在所述至少一个再利用隔板中的所述至少一个孔口(220)的二次冲击流体流；并且
使沿着所述至少一个附加的再利用凹腔所述主体部分(201)的内表面的吸入侧和压力侧与所述二次冲击流体流接触，沿着所述至少一个附加的再利用凹腔所述内表面的吸入侧和压力侧的接触冲击冷却沿着所述至少一个附加的再利用凹腔所述内表面的吸入侧和压力侧并且在所述至少一个附加的再利用凹腔内形成二次后冲击流体；
其中，使沿着所述第一再利用凹腔所述主体部分(201)的内表面的吸入侧和压力侧与所述第一冲击流体流接触以及使沿着所述至少一个附加的再利用凹腔所述主体部分(201)的内表面的吸入侧和压力侧与所述二次冲击流体流接触提供所述涡轮构件的内表面的系列冲击冷却。
CN201611130708.4A 2015-12-09 2016-12-09 物件和冷却物件的方法 Active CN107013252B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/963,733 US10024171B2 (en) 2015-12-09 2015-12-09 Article and method of cooling an article
US14/963733 2015-12-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107013252A CN107013252A (zh) 2017-08-04
CN107013252B true CN107013252B (zh) 2022-06-17

Family

ID=58773744

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611130708.4A Active CN107013252B (zh) 2015-12-09 2016-12-09 物件和冷却物件的方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10024171B2 (zh)
JP (1) JP7005135B2 (zh)
CN (1) CN107013252B (zh)
DE (1) DE102016123525A1 (zh)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3021698B1 (fr) * 2014-05-28 2021-07-02 Snecma Aube de turbine, comprenant un conduit central de refroidissement isole thermiquement de parois de l'aube par deux cavites laterales jointives en aval du conduit central
US10006294B2 (en) 2015-10-19 2018-06-26 General Electric Company Article and method of cooling an article
US10612393B2 (en) * 2017-06-15 2020-04-07 General Electric Company System and method for near wall cooling for turbine component
US11203937B2 (en) * 2017-09-25 2021-12-21 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Blade for a turbine blade
US10704398B2 (en) * 2017-10-03 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10633980B2 (en) * 2017-10-03 2020-04-28 United Technologies Coproration Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10626734B2 (en) 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10626733B2 (en) * 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10837293B2 (en) * 2018-07-19 2020-11-17 General Electric Company Airfoil with tunable cooling configuration
US11512597B2 (en) * 2018-11-09 2022-11-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cavity lobe adjacent cooling passage network
US11286793B2 (en) 2019-08-20 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with ribs having connector arms and apertures defining a cooling circuit
US11480059B2 (en) 2019-08-20 2022-10-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with rib having connector arms
US12000305B2 (en) * 2019-11-13 2024-06-04 Rtx Corporation Airfoil with ribs defining shaped cooling channel
US11952911B2 (en) 2019-11-14 2024-04-09 Rtx Corporation Airfoil with connecting rib
FR3126020B1 (fr) * 2021-08-05 2023-08-04 Safran Aircraft Engines Chemise de refroidissement de pale creuse de distributeur
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101550843A (zh) * 2008-03-31 2009-10-07 阿尔斯通技术有限公司 燃气轮机翼型

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1587401A (en) 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
CH584833A5 (zh) * 1975-05-16 1977-02-15 Bbc Brown Boveri & Cie
JP3142850B2 (ja) * 1989-03-13 2001-03-07 株式会社東芝 タービンの冷却翼および複合発電プラント
EP0475658A1 (en) * 1990-09-06 1992-03-18 General Electric Company Turbine blade airfoil with serial impingement cooling through internal cavity-forming ribs
US5813836A (en) * 1996-12-24 1998-09-29 General Electric Company Turbine blade
US6036441A (en) 1998-11-16 2000-03-14 General Electric Company Series impingement cooled airfoil
GB0114503D0 (en) 2001-06-14 2001-08-08 Rolls Royce Plc Air cooled aerofoil
US7097426B2 (en) * 2004-04-08 2006-08-29 General Electric Company Cascade impingement cooled airfoil
US7497655B1 (en) 2006-08-21 2009-03-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling
US7556476B1 (en) * 2006-11-16 2009-07-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling
US8757974B2 (en) * 2007-01-11 2014-06-24 United Technologies Corporation Cooling circuit flow path for a turbine section airfoil
US8202054B2 (en) * 2007-05-18 2012-06-19 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine engine
US8070442B1 (en) 2008-10-01 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near wall cooling
WO2010052784A1 (ja) * 2008-11-07 2010-05-14 三菱重工業株式会社 タービン用翼
WO2011050025A2 (en) * 2009-10-20 2011-04-28 Siemens Energy, Inc. Airfoil incorporating tapered cooling structures defining cooling passageways
EP2573325A1 (en) 2011-09-23 2013-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of turbine blades or vanes

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101550843A (zh) * 2008-03-31 2009-10-07 阿尔斯通技术有限公司 燃气轮机翼型

Also Published As

Publication number Publication date
US20170167269A1 (en) 2017-06-15
CN107013252A (zh) 2017-08-04
DE102016123525A1 (de) 2017-06-14
US10024171B2 (en) 2018-07-17
JP7005135B2 (ja) 2022-01-21
JP2017106463A (ja) 2017-06-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107013252B (zh) 物件和冷却物件的方法
JP2018105306A (ja) 物品、翼形部構成要素、及び物品の形成方法
US10400609B2 (en) Airfoil cooling circuits
CN101910564B (zh) 涡轮叶片的冷却构造
US20170030198A1 (en) Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component
US8870537B2 (en) Near-wall serpentine cooled turbine airfoil
US10655474B2 (en) Turbo-engine component having outer wall discharge openings
EP1267038A2 (en) Air cooled aerofoil
KR20070054562A (ko) 베인 냉각용 마이크로 회로
US6468031B1 (en) Nozzle cavity impingement/area reduction insert
US11203937B2 (en) Blade for a turbine blade
JP2001317302A (ja) 閉回路冷却される翼形部の膜冷却
US20170089207A1 (en) Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system and nearwall impingement system
KR20010109466A (ko) 가스 터빈용 터빈 베인 세그먼트 및 스테이터 베인 세그먼트
KR20180021872A (ko) 정익, 및 이것을 구비하고 있는 가스 터빈
JP6650071B2 (ja) 中央体温度制御のための独立した冷却回路を備えたタービン翼
CN106968729B (zh) 制品及冷却制品的方法
US10024190B1 (en) Apparatus and process for forming an air cooled turbine airfoil with a cooling air channel and discharge slot in a thin wall
US20220298928A1 (en) Airfoil with internal crossover passages and pin array
US8246306B2 (en) Airfoil for nozzle and a method of forming the machined contoured passage therein
KR101557900B1 (ko) 리딩에지에 셀 구조체가 구비된 가스터빈 블레이드
KR20060128284A (ko) 터빈 블레이드 플랫폼의 냉각유로 구조
JPS5896103A (ja) タ−ビン冷却翼

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: 20240110

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.