CN107035416B - 具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶及其制造方法 - Google Patents

具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶及其制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107035416B
CN107035416B CN201611034146.3A CN201611034146A CN107035416B CN 107035416 B CN107035416 B CN 107035416B CN 201611034146 A CN201611034146 A CN 201611034146A CN 107035416 B CN107035416 B CN 107035416B
Authority
CN
China
Prior art keywords
tip
shroud
cooling
airfoil
tip shroud
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
CN201611034146.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107035416A (zh
Inventor
S.S.贾伊斯瓦尔
R.舒罕
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 CN107035416A publication Critical patent/CN107035416A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107035416B publication Critical patent/CN107035416B/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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • 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

Abstract

本发明提供一种转子轮叶及其制造方法，该转子轮叶包括沿径向方向从根端延伸到尖端的翼型件部分。多个内部翼型件冷却通道限定于翼型件部分中。该转子轮叶还包括尖端护罩。尖端护罩包括联接到尖端的护罩板。多个尖端护罩冷却通道限定于护罩板内。尖端护罩冷却通道中的每一个都在护罩板内沿大体横向于径向方向的方向延伸。每个尖端护罩通道包括：入口，该入口与翼型件冷却通道中的至少一个流动连通地联接；和出口开口，该出口开口限定于尖端护罩的径向外表面中并且延伸穿过该径向外表面。出口开口与入口流动连通地联接。

Description

具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶及其制造方法
技术领域
本发明的领域总体涉及用于旋转机械的转子轮叶，并且更具体地，涉及具有限定于轮叶尖端护罩中的冷却通道的转子轮叶。
背景技术
至少一些已知的转子轮叶包括尖端护罩。例如，尖端护罩改进了转子轮叶的气动性能。此外，至少一些已知的转子轮叶经受由于暴露于旋转机械的热气体路径中的热气体而造成的磨损和/或损坏。因此，至少一些已知的转子轮叶包括限定于尖端护罩中的增压室，并且在旋转机械操作期间，冷却流体被供给到增压室并且通过尖端护罩的外周边缘排放，以对尖端护罩和/或尖端护罩附近的转子轮叶的其它部分进行冷却。然而，对于至少一些已知的转子轮叶而言，冷却流体内部转向通过尖端护罩的外周使得尖端护罩的径向外表面的膜冷却和/或对流冷却可用的冷却流体的量减少。
此外，所需的冷却量根据尖端护罩上或其附近的区域的不同而发生变化，并且供给到增压室的冷却流体的量被选择成能够适应具有最大冷却需要的部分。对于至少一些已知的旋转机械而言，同时将较大量的冷却流体供给到转子轮叶降低了旋转机械的效率。备选地或除此之外，为了减少尖端护罩所需的冷却流体的量，至少一些转子轮叶形成有增大的尖端护罩的“扇形部(scallop)”，使得尖端护罩垂直于转子轮叶的翼型件延伸的距离减小。然而，对于至少一些旋转机械而言，增大尖端护罩的扇形部还降低了尖端护罩的气动有效性，由此降低了旋转机械的效率。
发明内容
在一个方面中，本发明提供一种转子轮叶。该转子轮叶包括沿径向方向从根端延伸到尖端的翼型件部分。多个内部翼型件冷却通道限定于翼型件部分中。该转子轮叶还包括尖端护罩。尖端护罩包括联接到尖端的护罩板。多个尖端护罩冷却通道限定于护罩板内。尖端护罩冷却通道中的每一个都在护罩板内沿大体横向于径向方向的方向延伸。每个尖端护罩通道包括：入口，该入口与翼型件冷却通道中的至少一个流动连通地联接；和出口开口，该出口开口限定于尖端护罩的径向外表面中并且延伸穿过该径向外表面。出口开口与入口流动连通地联接。
在另一个方面中，本发明提供一种旋转机械。该旋转机械包括涡轮部段，该涡轮部段包括多个转子轮叶。转子轮叶中的至少一个包括沿径向方向从根端延伸到尖端的翼型件部分。多个内部翼型件冷却通道限定于翼型件部分中。该转子轮叶还包括尖端护罩。尖端护罩包括联接到尖端的护罩板。多个尖端护罩冷却通道限定于护罩板内。尖端护罩冷却通道中的每一个都在护罩板内沿大体横向于径向方向的方向延伸。每个尖端护罩通道都包括：入口，该入口与翼型件冷却通道中的至少一个流动连通地联接；和出口开口，该出口开口限定于尖端护罩的径向外表面中并且延伸穿过该径向外表面。出口开口与入口流动连通地联接。
在另一个方面中，本发明提供一种形成转子轮叶的方法。该方法包括在翼型件部分中形成多个内部翼型件冷却通道。翼型件部分沿径向方向从根端延伸到尖端。该方法还包括：在尖端护罩的护罩板内形成多个尖端护罩冷却通道；和将护罩板联接到翼型件部分的尖端，使得尖端护罩冷却通道中的每一个都在护罩板内沿大体横向于径向方向的方向延伸。每个尖端护罩通道都包括：入口，该入口与翼型件冷却通道中的至少一个流动连通地联接；和出口开口，该出口开口限定于尖端护罩的径向外表面中并且延伸穿过该径向外表面。出口开口与入口流动连通地联接。
附图说明
图1是旋转机械的示例性实施例的示意图；
图2是用于与旋转机械、例如图1中所示的示例性旋转机械一起使用的示例性转子轮叶的示意性透视图；
图3是图2中所示的示例性转子轮叶的一部分的压力侧的示意性侧视图；
图4是图2中所示的示例性转子轮叶的一部分的吸力侧的示意性侧视图；
图5是图2中所示的示例性转子轮叶的示意性俯视图；
图6是图5中所标注的区域6的示意性透视分解细节图；
图7是用于与旋转机械、例如图1中所示的示意性旋转机械一起使用的另一个示例性转子轮叶的示例性透视图；
图8是沿图7中所示的线8-8截取的图7中所示的转子轮叶的示例性尖端护罩的示意性横截面；并且
图9是形成转子轮叶、例如图2至图6中所示的示例性转子轮叶(或者图7和图8中所示的示例性转子轮叶)的方法的示例性实施例的流程图。
具体实施方式
本说明书中所描述的示例性转子轮叶及方法克服了与至少一些已知的用于转子轮叶尖端护罩的冷却装置相关的缺点。本说明书中所描述的实施例提供了限定于轮叶翼型件部分中的内部翼型件冷却通道。多个尖端护罩冷却通道与翼型件冷却通道流动连通。尖端护罩冷却通道中的一个或多个被放置成接近尖端护罩上或其附近的高热应力区域，从而有利于通过冷却流体对高热应力区域进行内部冷却。此外，尖端护罩冷却通道设置有在尖端护罩的径向外表面上方排放冷却流体的径向出口开口，从而有利于尖端护罩的表面的膜冷却和/或对流冷却。在某些实施例中，被供给到每个尖端护罩冷却通道的冷却流体的相对量由与该尖端护罩冷却通道流动连通的相应的翼型件冷却通道的宽度决定。此外，在一些实施例中，至少一个尖端护罩冷却通道由形成于护罩板的表面中并且由盖板覆盖的腔来限定。在一些该等实施例中，径向出口开口限定于盖板中。
除非另有说明，否则当在本说明书中使用时，诸如“大体”、“基本”、和“大约”之类的近似语言表示如此修饰的术语可以仅适用于大致程度，正如本领域普通技术人员将认识到的那样，而非应用于绝对或完美程数。近似语言可以用于修饰能够在允许范围内发生变化的任何数量表示，而不造成与其相关的基本功能的改变。因此，由诸如“大约”、“大致”、和“基本”之类的术语或多个术语修饰的值并不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以与用于测量该值的仪器的精度相对应。此处以及整个说明书和权利要求书中，可以确定范围限制。除非上下文或语言另有说明，否则该等范围可以组合和/或互换，并且包括其中所包含的所有的子范围。
此外，除非另有说明，否则术语“第一”、“第二”等在本说明书中仅用作标记，并且不旨在对这些术语所表示的物体产生序号、位置、或等级的要求。此外，例如参照“第二”物体并不要求或排除存在例如“第一”或编号更小的物体或者“第三”或编号更大的物体。
图1是本发明的实施例可以与其一起使用的示例性旋转机械10的示意图。在示例性实施例中，旋转机械10是燃气涡轮机，该燃气涡轮机包括进气部段12、联接在进入部段12下游的压缩机部段14、联接在压缩机部段14下游的燃烧器部段16、联接在燃烧器部段16下游的涡轮部段18、和联接在涡轮部段18下游的排放部段20。大体管状壳体36至少部分地封装入口部段12、压缩机部段14、燃烧器部段16、涡轮部段18、和排放部段20中的一个或多个。在备选实施例中，旋转机械10是具有使得本发明的实施例能够在其上如本说明书中所描述地起作用的转子轮叶的任何机器。
在示例性实施例中，涡轮部段18通过转子轴22联接到压缩机部段14。应当注意到，当在本说明书中使用时，术语“联接”不限于部件之间直接的机械、电气、和/或通信连接，而是还可以包括多个部件之间间接的机械、电气、和/或通信连接。
在燃气涡轮机10操作期间，进气部段12将空气引向压缩机部段14。压缩机部段14将空气压缩至较高的压力和温度。更具体地，转子轴22向压缩机部段14内联接到转子轴22的至少一个周向行的压缩机轮叶40施加旋转能。在示例性实施例中，每行压缩机轮叶40之前都具有将气流引入压缩机轮叶40中的从壳体36径向向内延伸的周向行压缩机定子叶片42。压缩机轮叶40的旋转能使空气的压力增大、温度升高。压缩机部段14朝向燃烧器部段16排出压缩空气。
在燃烧器部段16中，压缩空气与燃料混合并且点燃以产生被引向涡轮部段18的燃烧气体。更具体地，燃烧器部段16包括至少一个燃烧器24，其中燃料(例如，天然气和/或燃油)被喷射到气流中，并且燃料-空气混合物点燃以产生被引向涡轮部段18的高温燃烧气体。
涡轮部段18将来自燃烧气流的热能转化成机械旋转能。更具体地，燃烧气体向涡轮部段18内联接到转子轴22的至少一个周向行的转子轮叶70施加旋转能。在示例性实施例中，每行转子轮叶70之前都具有将燃烧气体引入转子轮叶70中的从壳体36径向向内延伸的周向行的涡轮定子叶片72。转子轴22可以联接到负载(未示出)，例如但不限于发电机和/或机械驱动应用。排放燃烧气体从涡轮部段18向下游流入排放部段20中。位于旋转机械10的热气体路径中的旋转机械10的部件、例如但不限于转子轮叶70经受由于暴露于高温气体而造成的磨损和/或损坏。
图2是用于与旋转机械10一起使用的示例性转子轮叶100的示意性透视图。图3是转子轮叶100的一部分的压力侧102的示意性侧视图，并且图4是该部分的吸力侧104的示意性侧视图。例如，转子轮叶100用作转子轮叶70中的一个(示于图1中)。
参照图2至图4，在示例性实施例中，转子轮叶100包括翼型件部分110、尖端护罩120、和根部130。翼型件部分110从压力侧102延伸至与压缩侧102相对的吸力侧104。压力侧102和吸力侧104中的每一个都从前缘106延伸到相对的后缘108。此外，翼型件部分110大体沿径向方向101从根端112延伸到相对的尖端114。翼型件部分110的根端112联接到根部130。根部130包括使得转子轮叶100能够联接到转子22(示于图1中)的任何合适的结构，例如但不限于燕尾榫(未示出)。在备选实施例中，转子轮叶100具有能够形成如本说明书中所描述的尖端护罩120的任何合适的构造。
尖端护罩120包括护罩板122，该护罩板从第一表面124径向延伸到第二表面126。在示例性实施例中，第一表面124和第二表面126中的每一个都是大体平面的。在备选实施例中，第一表面124和第二表面126中的至少一个是非平面的。
护罩板122的第一表面124联接到翼型件部分110的尖端114。更具体地，在示例性实施例中，第一表面124通过压力侧圆角116在接近尖端114处联接到压力侧102，并且通过吸力侧圆角118在接近尖端114处联接到吸力侧104。例如但不构成限制地，尖端护罩120通过焊接联接到翼型件部分110，并且压力侧圆角116和吸力侧圆角118是焊接圆角。在备选实施例中，尖端护罩120以使得转子轮叶100能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的方式联接到翼型件部分110。
在示例性实施例中，护罩轨道128从第二表面126径向向外延伸。在备选实施例中，护罩轨道128包括多个护罩轨道128。在其它的备选实施例中，尖端护罩120不包括护罩轨道128。
多个内部翼型件冷却通道140限定于翼型件部分110中。在示例性实施例中，翼型件冷却通道140大体沿径向方向101从根端112延伸到尖端114。在备选实施例中，对翼型件冷却通道140以使得转子轮叶100能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的方式来限定。在示例性实施例中，每个翼型件冷却通道140都具有基本圆形横截面。在备选实施例中，每个翼型件冷却通道140都具有使得翼型件冷却通道140能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的横截面。每个翼型件冷却通道140都通过根部130与合适的冷却流体源(例如但不限于从压缩机部段14(示于图1中)提供的空气)流动连通地适当联接。
在示例性实施例中，翼型件冷却通道140在前缘106和后缘108之间大体串联地布置。更具体地，在示例性实施例中，翼型件部分110包括十二个翼型件冷却通道140，其中包括在前缘106和护罩轨道128之间串联布置的五个翼型件冷却通道140、以及在护罩轨道128和后缘108之间串联布置的七个翼型件冷却通道140。在备选实施例中，翼型件冷却通道140以使得转子轮叶100能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的方式布置。
多个腔144限定于护罩板122的第二表面126中。多个翼型件冷却通道140包括第一组142翼型件冷却通道140，该第一组翼型件冷却通道中的每一个与多个腔144中相应的一个腔流动连通。在示例性实施例中，如本说明书中将要描述的，流过第一组142翼型件冷却通道140和腔144的冷却流体有利于转子轮叶100的高热应力区域132的冷却。
在示例性实施例中，多个翼型件冷却通道140还包括第二组200翼型件冷却通道140，该第二组翼型件冷却通道中的每一个与限定于护罩板122中并且径向延伸穿过该护罩板的多个对准开口202中相应的一个对准开口流动连通。更具体地，第二组200中的每个翼型件冷却通道140都与相应的开口202径向对准，使得第二组200翼型件冷却通道140被配置成通过对准开口202从护罩板122径向向外排出冷却流体。在示例性实施例中，流过第二组200翼型件冷却通道140的冷却流体有利于对翼型件部分110进行冷却，并且冷却流体随后通过对准开口202离开以有利于尖端护罩120的膜冷却和/或对流冷却。除此之外或备选地，通过第一组142翼型件冷却通道140和腔144的冷却流体有利于对翼型件部分110进行冷却以及尖端护罩120的膜冷却和/或对流冷却。在一些备选实施例中，多个翼型件冷却通道140不包括第二组200翼型件冷却通道140，并且护罩板122不包括多个对准开口202。
图5是转子轮叶100的示意性俯视图，并且图6是图5中所标识的区域6的示意性透视分解细节图。参照图2至图6，在示例性实施例中，每个腔144都由多个盖板170中相应的一个盖板覆盖，以形成限定于护罩板122内的多个尖端护罩冷却通道174中相应的一个尖端护罩冷却通道。在备选实施例中，每个腔144都以任何合适的方式被覆盖，以形成相应的尖端护罩冷却通道174。在其它的备选实施例中，尖端护罩冷却通道174限定于第一表面124和第二表面126之间，使得第二表面126不被腔144开口，并且无需盖来封闭尖端护罩冷却通道174。
在示例性实施例中，每个尖端护罩冷却通道174都沿大体横向于径向方向101的方向在护罩板122内延伸。在备选实施例中，每个尖端护罩冷却通道174都沿使得尖端护罩冷却通道174能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的方向在护罩板122内延伸。在示例性实施例中，每个尖端护罩冷却通道174都在入口146处与第一组142翼型件冷却通道140中相应的一个翼型件冷却通道流动连通地联接。每个入口146都与第一组142翼型件冷却通道140中相应的一个翼型件冷却通道径向对准，并且因此接近尖端114位于翼型件部分110的横截面轮廓内。在备选实施例中，每个尖端护罩冷却通道174都以任何合适的方式与翼型件冷却通道140中的至少一个流动连通地联接。
在示例性实施例中，每个盖板170都具有与相应腔144的外周形状相对应的形状。在备选实施例中，每个盖板170都具有使得尖端护罩冷却通道174能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的形状。在示例性实施例中，每个盖板170都位于围绕相应腔144的外周限定的凹入脊172上，使得盖板170与第二表面126齐平。在备选实施例中，每个盖板170都以任何合适的方式定位在相应的腔144上方并且/或者不同于与第二表面126齐平。在示例性实施例中，每个盖板170都通过焊接或钎焊中的一种联接到尖端护罩120。在备选实施例中，每个盖板170都以任何合适的方式联接到尖端护罩120。
在某些实施例中，每个腔144、并且因此每个尖端护罩冷却通道174都接近转子轮叶100的选定高热应力区域132限定于护罩板122内。在备选实施例中，每个相应的腔144、并且因此每个尖端护罩冷却通道174都限定于护罩板122内使得转子轮叶100能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的位置处。
例如，在某些实施例中，旋转机械10(示于图1中)操作期间，转子轮叶100的高热应力区域132包括尖端护罩120的压力侧后悬部分134，并且还包括吸力侧圆角118。在示例性实施例中，第一组142翼型件冷却通道140包括与多个腔144中的第一腔160流动连通的第一翼型件冷却通道150、与第二腔162流动连通的第二翼型件冷却通道152、与第三腔164流动连通的第三翼型件冷却通道154、和与第四腔166流动连通的第四翼型件冷却通道156。此外，第一腔160和相应的盖板170配合以限定多个尖端护罩冷却通道174中的第一尖端护罩冷却通道180，第二腔162和相应的盖板170配合以限定第二尖端护罩冷却通道182，第三腔164和相应的盖板170配合以限定第三尖端护罩冷却通道184，并且第四腔166和相应的盖板170配合以限定第四尖端护罩冷却通道186。第一尖端护罩冷却通道180和第二尖端护罩冷却通道182均被限定成接近吸力侧圆角118，并且第三尖端护罩冷却通道184和第四尖端护罩冷却通道186均被限定成接近压力侧后悬部分134。因此，多个尖端护罩冷却通道174有利于直接向高热应力区域132在转子轮叶100内内部地提供冷却。除此之外或备选地，转子轮叶100包括接近压力侧后悬部分134和吸力侧圆角118之外的热应力区域定位的尖端护罩冷却通道174。
第一组142翼型件冷却通道140中的每一个都具有相应的宽度158。在某些实施例中，第一组142翼型件冷却通道140中的每一个翼型件冷却通道的相应宽度158都被选择成向相应的腔144提供相应流量的冷却流体，使得通过选择宽度158来调整到达每个高热应力区域132的冷却流体的相对流量。例如，在示例性实施例中，吸力侧圆角118相比压力侧后悬部分134需要相对较多的冷却，并且分别向接近吸力侧圆角118的第一尖端护罩冷却通道180和第二尖端护罩冷却通道182供给冷却流体的第一翼型件冷却通道150和第二翼型件冷却通道152的宽度158大于分别向接近压力侧后悬部分134的第三尖端护罩冷却通道184和第四尖端护罩冷却通道186供给冷却流体的第三翼型件冷却通道154和第四翼型件冷却通道156的宽度158。此外，在一些实施例中，选择每个相应的宽度158使得到达每个高热应力区域132的冷却流体的流率(flow rate)相对较高，而不使通过第二组200翼型件冷却通道140的冷却流体的流率(flow rate)相应增大。因此，第一组142翼型件冷却通道140中每一个与多个尖端护罩冷却通道174中相应的一个尖端护罩冷却通道流动连通有利于仅向转子轮叶100的高热应力区域132供给相对较大量的冷却流体。
多个出口开口190限定于尖端护罩120的径向外表面中，使得每个出口开口190都与相应的尖端护罩冷却通道174流动连通。在示例性实施例中，每个出口开口190都限定于至少部分地限定尖端护罩120的径向外表面的相应的盖板170中并且径向延伸穿过该盖板。在备选实施例中，至少一个出口开口190限定于护罩板122的第二径向外表面126中并且径向延伸穿过该第二径向外表面。在其它的备选实施例中，每个出口开口都被限定于使得尖端护罩冷却通道174能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的位置和取向。在示例性实施例中，每个出口开口190都具有基本圆形形状。在备选实施例中，每个出口开口190都具有使得翼型件冷却通道140能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的形状。
在示例性实施例中，每个出口开口190都沿横向于径向方向101的方向相对于与相应的尖端护罩冷却通道174相关的相应入口146偏置。换句话说，出口开口190不与相应的翼型件冷却通道140径向对准。此外，在某些实施例中，每个出口开口190都接近尖端114限定于翼型件部分110的横截面轮廓的外侧。例如，在示例性实施例中，与第一尖端护罩冷却通道180和第二尖端护罩冷却通道182相关的出口开口190大体朝向吸力侧圆角118分别相对于第一翼型件冷却通道150和第二翼型件冷却通道152偏置，并且与第三尖端护罩冷却通道184和第四尖端护罩冷却通道186相关的出口开口190大体朝向压力侧后悬部分134分别相对于第三翼型件冷却通道154和第四翼型件冷却通道156偏置。在一些实施例中，出口开口190相对于入口146偏置有利于增加冷却流体在尖端护罩冷却通道174内沿大体横向于径向方向101的方向循环，并且因此增加对高热应力区域132的冷却。在备选实施例中，至少一个出口开口190与相应的尖端护罩冷却通道174的相应入口146径向对准。
在示例性实施例的操作中，冷却流体通过转子轮叶100的根部130进入第一组142翼型件冷却通道140中的每一个翼型件冷却通道，并且通过第一组142翼型件冷却通道140中的每一个翼型件冷却通道、且通过入口146径向向外流入相应的尖端护罩冷却通道174中。冷却流体随后沿大体横向于径向方向101的方向在每个尖端护罩冷却通道174内循环，并且通过相应的出口开口190径向离开转子轮叶100。换句话说，第一组142翼型件冷却通道140中的每个翼型件冷却通道140都以一对一的对应关系与尖端护罩冷却通道174中的一个和出口开口190中的一个配合，以形成相应的冷却流动路径。在某些实施例中，通过出口开口190径向离开的冷却流体还有利于护罩板122的第二表面126、以及涡轮部段18(示于图1中)中的相邻转子轮叶的护罩板122的膜冷却和/或对流冷却。
在一些实施例中，至少一个叶片192布置于至少一个尖端护罩冷却通道174内。例如，在示例性实施例中，四个叶片192布置于四个尖端护罩冷却通道186内。在备选实施例中，任何合适数量的叶片192布置于至少一个尖端护罩冷却通道174内。在示例性实施例中，叶片192的外形能够引导冷却流体在尖端护罩冷却通道174中流动，使得相比不具有叶片192的类似的尖端护罩冷却通道，相关的高热应力区域132的冷却增加。除此之外或备选地，叶片192被配置成向相关的盖板170提供结构支承。
在示例性实施例中，每个叶片192都联接到相应腔144内的护罩板122并且径向向外延伸。在备选实施例中，至少一个叶片192联接到相应的盖板170并且径向向内延伸。在其它的备选实施例中，尖端护罩冷却通道174不包括叶片192。
在某些实施例中，相比不包括尖端护罩冷却通道174的类似的转子轮叶，由尖端护罩冷却通道174向至少一个高热应力区域132提供的冷却使得转子轮叶100能够包括具有较小扇形部的尖端护罩120。例如，在示例性实施例中，相比不具有第三尖端护罩冷却通道184和第四尖端护罩冷却通道186的转子轮叶100，由第三尖端护罩冷却通道184和第四尖端护罩冷却通道186向压力侧后悬部分134提供额外冷却使得护罩板122能够沿大体垂直于压力侧102的方向进一步向外延伸，同时仍然保持压力侧后悬部分134处于可接受的温度范围内。在一些实施例中，减小的尖端护罩120的扇形部改进了尖端护罩120的气动有效性，并且因此改进了旋转机械10的效率。
图7是用于与旋转机械10一起使用的另一个示例性转子轮叶700的示意性透视图。图8是沿图7中所示的线8-8截取的转子轮叶700的尖端护罩720的示意性横截面。例如，转子轮叶700用作转子轮叶70(示于图1中)中的一个。
参照图7和图8，在示例性实施例中，类似于上文所描述的转子轮叶100(示于图2中)，转子轮叶700包括翼型件部分710、尖端护罩720、和根部730。翼型件部分710从压力侧702延伸到相对的吸力侧704，压力侧702和吸力侧704中的每一个都从前缘706延伸到相对的后缘708，并且翼型件部分710大体沿径向方向101从根端712延伸到相对的尖端714。翼型件部分710的根端712联接到根部730。根部730包括使得转子轮叶700能够联接到转子22(示于图1中)的任何合适的结构，例如但不限于燕尾榫(未示出)。在备选实施例中，转子轮叶700具有能够形成如本说明书中所描述的尖端护罩720的任何合适的构造。
同样类似于转子轮叶100，尖端护罩720包括从第一表面724径向延伸到第二表面726的护罩板722，并且第一表面724以合适的方式联接到翼型件部分710的尖端714。在示例性实施例中，一对护罩轨道728从第二表面726径向向外延伸。在备选实施例中，任何合适数量的护罩轨道728从第二表面726径向向外延伸。例如，在一些备选实施例中，尖端护罩720不包括任何护罩轨道728。
多个内部翼型件冷却通道740限定于翼型件部分710内。在示例性实施例中，翼型件冷却通道740大体沿径向方向101从根端712延伸到尖端714。在备选实施例中，翼型件冷却通道740以使得转子轮叶700能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的方式来限定。在示例性实施例中，每个翼型件冷却通道740都具有基本圆形横截面。在备选实施例中，每个翼型件冷却通道740都具有使得翼型件冷却通道740能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的横截面。每个翼型件冷却通道740都通过根部730与合适的冷却流体源(例如但不限于从压缩机部段14(示于图1中)提供的空气)流体连通地适当联接。在示例性实施例中，翼型件冷却通道740在前缘706和后缘708之间大体串联地布置。在备选实施例中，翼型件冷却通道740以使得转子轮叶700能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的方式布置。
在示例性实施例中，翼型件冷却通道740中的至少一个与至少部分地限定于尖端护罩720内的冷却增压室750流动连通。在示例性实施例中，冷却增压室750包括分别限定于翼型件部分710的压力侧702和吸力侧704上的压力侧冷却增压室752和吸力侧冷却增压室754。在某些实施例中，压力侧冷却增压室752和吸力侧冷却增压室754通过中心冷却增压室756彼此流体连通，并且来自每个翼型件冷却通道740的冷却流体被接收在中心冷却增压室756中。在备选实施例中，压力侧冷却增压室752和吸力侧冷却增压室754不彼此直接流体连通，并且通过相应的不同组的翼型件冷却通道740向压力侧冷却增压室752和吸力侧冷却增压室754中的每一个供给冷却流体。
多个尖端护罩冷却通道774限定于护罩板722内。在示例性实施例中，每个尖端护罩冷却通道774都在护罩板722内沿大体横向于径向方向101的方向延伸。在备选实施例中，每个尖端护罩冷却通道774都在护罩板722内沿使得尖端护罩冷却通道774能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的方向延伸。
每个尖端护罩冷却通道774都在相应入口746处与冷却增压室750流动连通。在某些实施例中，每个尖端护罩冷却通道774都被限定成接近转子轮叶700的选定高热应力区域732。在备选实施例中，每个尖端护罩冷却通道774都被限定在护罩板722内使得转子轮叶700能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的位置处。
多个出口开口790限定于尖端护罩720的径向外表面中，使得每个出口开口790都与相应的尖端护罩冷却通道774流动连通。在示例性实施例中，每个出口开口790都限定于护罩板722的第二径向外表面726中并且径向延伸穿过该第二径向外表面。在备选实施例中，至少一个出口开口790限定于至少部分地限定尖端护罩720的径向外表面的相应盖板(未示出)中并且径向延伸穿过该盖板。在其它的备选实施例中，每个出口开口790都被限定于使得尖端护罩冷却通道774能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的位置和取向。在示例性实施例中，每个出口开口790都具有基本圆形形状。在备选实施例中，每个出口开口790都具有使得翼型件冷却通道140能够如本说明书中所描述地起作用的任何合适的形状。
在示例性实施例中，每个出口开口790都相对于与相应的尖端护罩冷却通道774相关的相应入口746偏置。此外，出口开口790不与翼型件冷却通道740和/或冷却增压室750径向对准。此外，在某些实施例中，每个出口开口790都限定于翼型件部分710的剖面轮廓外侧处接近尖端714。例如，在示例性实施例中，出口开口790大体朝向护罩板722的吸力侧外周和压力侧外周相对于冷却增压室750偏置。在一些实施例中，出口开口790相对于入口746偏置有利于增加冷却流体在尖端护罩冷却通道774中沿大体横向于径向方向101的方向循环，并且因此增加对高热应力区域732的冷却。在备选实施例中，至少一个出口开口790与相应的尖端护罩冷却通道774的相应入口746径向对准。
在示例性实施例的操作中，冷却流体通过转子轮叶700的根部730进入翼型件冷却通道740中的每一个，并且通过翼型件冷却通道740中的每一个径向向外流入冷却增压室750中。冷却流体通过入口746从冷却增压室750流入尖端护罩冷却通道774中。冷却流体随后沿大体横向于径向方向101的方向在每个尖端护罩冷却通道774内循环，并且通过相应的出口开口790径向离开转子轮叶700。在某些实施例中，通过出口开口790径向离开的冷却流体还有利于护罩板722的第二表面726、以及涡轮部段18(示于图1中)中的相邻转子轮叶的护罩板722的膜冷却和/或对流冷却。
形成转子轮叶(例如转子轮叶100或转子轮叶700)的方法900的示例性实施例示于图9中的流程图中。同样参照图1至图8，示例性方法900包括在翼型件部分(例如翼型件部分110或710)中形成902多个内部翼型件冷却通道(例如翼型件冷却通道140或740)。翼型件部分沿径向方向(例如径向方向101)从根端延伸至尖端(例如根端112或712以及尖端114或714)。方法900还包括在尖端护罩的护罩板(例如尖端护罩120的护罩板122或尖端护罩720的护罩板722)内形成904多个尖端护罩冷却通道(例如尖端护罩冷却通道174或774)。方法900还包括将护罩板联接906到翼型件部分的尖端，使得尖端护罩冷却通道中的每一个都在护罩板内沿大体横向于径向方向的方向延伸。每个尖端护罩通道都包括与翼型件冷却通道中的至少一个流动连通地联接的入口(例如入口146或746)、和限定于尖端护罩的径向外表面(例如第二表面126或726或盖板170)中且延伸穿过该径向外表面的出口开口(例如出口开口190或790)。出口开口与入口流动连通地联接。
在某些实施例中，多个翼型件冷却通道包括第一组翼型件冷却通道(例如第一组142翼型件冷却通道140)，并且将护罩板联接906到尖端的步骤还包括将护罩板联接908到尖端，使得第一组翼型件冷却通道中的每一个翼型件冷却通道都与尖端护罩冷却通道中相应的一个尖端护罩冷却通道流动连通。在一些该等实施例中，将护罩板联接906到尖端的步骤还包括将护罩板联接910到尖端，使得第一组翼型件冷却通道中的每一个翼型件冷却通道都以一对一的对应关系与尖端护罩冷却通道中的一个和出口开口中的一个配合，以形成相应的冷却流动路径。
在一些实施例中，翼型件冷却通道中的至少一个与至少部分地限定于尖端护罩内的冷却增压室(例如冷却增压室750)流动连通，并且方法900还包括将尖端护罩冷却通道中的至少一个的入口联接912成与冷却增压室流动连通。
上文详细描述了具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶、以及形成该等转子轮叶的方法的示例性实施例。本说明书中所描述的实施例提供了相对于已知转子轮叶的优点，在于尖端护罩冷却通道中的一个或多个被设置成邻近尖端护罩上或其附近的高热应力区域，并且还设置有在尖端护罩的径向外表面上排放冷却流体的径向出口开口。因此，本说明书中所描述的实施例有利于选择性地并且精确地向尖端护罩上或其附近的转子轮叶的高热应力区域供给相对较大量的冷却流体，同时还有利于尖端护罩的表面的膜冷却和/或对流冷却。某些实施例提供了额外的优点，在于每个尖端护罩冷却通道都以一对一的对应关系联接到相应的翼型件冷却通道，并且每个相应的翼型件冷却通道的宽度都被选择成有利于增加供给到相应的尖端护罩冷却通道的冷却流体，而不需要增加对所有尖端护罩冷却通道的总体冷却流体供给。一些实施例提供了进一步的优点，在于至少一个尖端护罩冷却通道由形成于护罩板的表面中并且覆盖有盖板的腔限定，从而有利于制造尖端护罩的便利性。在一些该等实施例中，径向出口开口限定于盖板中，从而进一步有利于制造尖端护罩的便利性。
本说明书中所描述的方法、装置、和系统并不限于本说明书中所描述的特定实施例。例如，每个装置或系统的部件以及/或者每个方法的步骤可以相对于本说明书中所描述的其它部件和/或步骤独立和单独地使用和/或实施。此外，每个部件和/或步骤还可以与其它的组件和方法一起使用和/或实施。
尽管已根据多个特定实施例对本发明进行了描述，但是本领域技术人员将认识到，能够通过权利要求书的精神和范围内的改型来实施本发明。尽管本发明的多个实施例的具体特征可能示于一些附图中而未在其它附图中示出，但这仅仅是为了方便起见。此外，在上文描述中对“一个实施例”的参照并不旨在被理解为排除存在同样结合了所列特征的其它实施例。根据本发明的原理，可以结合任何其它附图的任何特征来参照并且/或者要求保护附图的任何特征。

Claims (10)

1.一种转子轮叶，包括：
翼型件部分，所述翼型件部分沿径向方向从根端延伸到尖端，多个内部翼型件冷却通道限定于所述翼型件部分中，其中所述翼型件部分具有压力侧和吸力侧；
尖端护罩，所述尖端护罩包括联接到所述尖端的护罩板，所述尖端护罩包括压力侧后悬部分，多个尖端护罩冷却通道限定于所述护罩板内，所述尖端护罩冷却通道中的每一个都在所述护罩板内沿横向于径向方向的方向延伸，每个所述尖端护罩冷却通道包括：
入口，所述入口与所述翼型件冷却通道中相应的一个流动连通地联接；和
出口开口，所述出口开口限定于所述尖端护罩的径向外表面中并且延伸穿过所述径向外表面，所述出口开口与所述入口流动连通地联接，
其中所述多个尖端护罩冷却通道中的至少一个布置在所述压力侧后悬部分的区域中。
2.根据权利要求1所述的转子轮叶，其中，所述多个内部翼型件冷却通道包括第一组翼型件冷却通道，所述第一组翼型件冷却通道中的每一个都与所述尖端护罩冷却通道中相应的一个尖端护罩冷却通道流动连通；其中，所述多个内部翼型件冷却通道还包括第二组翼型件冷却通道，所述第二组翼型件冷却通道中的每一个都与限定于所述护罩板中并且径向延伸穿过所述护罩板的多个对准开口中相应的一个对准开口流动连通；其中，所述第一组翼型件冷却通道中的每一个都以一对一的对应关系与所述尖端护罩冷却通道中的一个和所述出口开口中的一个配合，以形成相应的冷却流动路径。
3.根据权利要求1所述的转子轮叶，其中，所述护罩板从第一表面径向延伸到第二表面，所述第一表面联接到所述尖端，多个腔限定于所述第二表面中，所述尖端护罩还包括联接到所述护罩板的多个盖板，所述盖板中的每一个都覆盖所述腔中相应的一个腔，以限定所述尖端护罩冷却通道中相应的一个尖端护罩冷却通道；其中，所述翼型件冷却通道中的至少一个与至少部分地限定于所述尖端护罩内的冷却增压室流动连通，并且其中所述尖端护罩冷却通道中的至少一个的所述入口与所述冷却增压室流动连通地联接。
4.根据权利要求1所述的转子轮叶，其中，所述尖端护罩冷却通道中的至少一个尖端护罩冷却通道的所述出口开口沿横向于径向方向的方向相对于所述至少一个尖端护罩冷却通道的所述入口偏置；其中，所述至少一个尖端护罩冷却通道的所述出口开口接近所述尖端限定于所述翼型件部分的横截面轮廓的外侧。
5.一种旋转机械，包括：
涡轮部段，所述涡轮部段包括多个转子轮叶，其中所述转子轮叶中的至少一个包括：
翼型件部分，所述翼型件部分沿径向方向从根端延伸到尖端，多个内部翼型件冷却通道限定于所述翼型件部分中，其中所述翼型件部分具有压力侧和吸力侧；
尖端护罩，所述尖端护罩包括联接到所述尖端的护罩板，所述尖端护罩包括压力侧后悬部分，多个尖端护罩冷却通道限定于所述护罩板内，所述尖端护罩冷却通道中的每一个都在所述护罩板内沿横向于径向方向的方向延伸，每个所述尖端护罩冷却通道包括：
入口，所述入口与所述翼型件冷却通道中相应的一个流动连通地联接；和
出口开口，所述出口开口限定于所述尖端护罩的径向外表面中并且延伸穿过所述径向外表面，所述出口开口与所述入口流动连通地联接，
其中所述多个尖端护罩冷却通道中的至少一个布置在所述压力侧后悬部分的区域中。
6.根据权利要求5所述的旋转机械，其中，所述多个内部翼型件冷却通道包括第一组翼型件冷却通道，所述第一组翼型件冷却通道中的每一个都与所述尖端护罩冷却通道中相应的一个尖端护罩冷却通道流动连通；所述多个内部翼型件冷却通道还包括第二组翼型件冷却通道，所述第二组翼型件冷却通道中的每一个都与限定于所述护罩板中并且径向延伸穿过所述护罩板的多个对准开口中相应的一个对准开口流动连通；所述第一组翼型件冷却通道中的每一个都以一对一的对应关系与所述尖端护罩冷却通道中的一个和所述出口开口中的一个配合，以形成相应的冷却流动路径。
7.根据权利要求5所述的旋转机械，其中，所述护罩板从第一表面径向延伸到第二表面，所述第一表面联接到所述尖端，多个腔限定于所述第二表面中，所述尖端护罩还包括联接到所述护罩板的多个盖板，所述盖板中的每一个都覆盖所述腔中相应的一个腔，以限定所述尖端护罩冷却通道中相应的一个尖端护罩冷却通道；其中，所述翼型件冷却通道中的至少一个与至少部分地限定于所述尖端护罩内的冷却增压室流动连通，并且其中所述尖端护罩冷却通道中的至少一个的所述入口与所述冷却增压室流动连通地联接。
8.根据权利要求5所述的旋转机械，其中，所述尖端护罩冷却通道中的至少一个尖端护罩冷却通道的所述出口开口沿横向于径向方向的方向相对于所述至少一个尖端护罩冷却通道的所述入口偏置；其中，所述至少一个尖端护罩冷却通道的所述出口开口接近所述尖端限定于所述翼型件部分的横截面轮廓的外侧。
9.一种形成转子轮叶的方法，所述方法包括：
在翼型件部分中形成多个内部翼型件冷却通道，其中所述翼型件部分沿径向方向从根端延伸到尖端，其中所述翼型件部分具有压力侧和吸力侧；
在尖端护罩的护罩板内形成多个尖端护罩冷却通道，所述尖端护罩包括压力侧后悬部分；和
将所述护罩板联接到所述翼型件部分的尖端，使得所述尖端护罩冷却通道中的每一个尖端护罩冷却通道都在所述护罩板内沿横向于径向方向的方向延伸，其中每个尖端护罩冷却通道都包括：
入口，所述入口与所述翼型件冷却通道中相应的一个流动连通地联接；和
出口开口，所述出口开口限定于所述尖端护罩的径向外表面中并且延伸穿过所述径向外表面，所述出口开口与所述入口流动连通地联接，
其中所述多个尖端护罩冷却通道中的至少一个布置在所述压力侧后悬部分的区域中。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，所述多个内部翼型件冷却通道包括第一组翼型件冷却通道，并且将所述护罩板联接到所述尖端还包括将所述护罩板联接到所述尖端，使得所述第一组翼型件冷却通道中的每一个与所述尖端护罩冷却通道中相应的一个尖端护罩冷却通道流动连通；其中，将所述护罩板联接到所述尖端还包括将所述护罩板联接到所述尖端，使得所述第一组翼型件冷却通道中的每一个尖端护罩冷却通道以一对一的对应关系与所述尖端护罩冷却通道中的一个和所述出口开口中的一个配合，以形成相应的冷却流动路径；其中，所述翼型件冷却通道中的至少一个与至少部分地限定于所述尖端护罩内的冷却增压室流动连通，所述方法还包括将所述尖端护罩冷却通道中的至少一个尖端护罩冷却通道的入口联接成与所述冷却增压室流动连通。
CN201611034146.3A 2015-11-16 2016-11-16 具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶及其制造方法 Active CN107035416B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/942350 2015-11-16
US14/942,350 US10202852B2 (en) 2015-11-16 2015-11-16 Rotor blade with tip shroud cooling passages and method of making same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107035416A CN107035416A (zh) 2017-08-11
CN107035416B true CN107035416B (zh) 2021-08-31

Family

ID=57288274

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611034146.3A Active CN107035416B (zh) 2015-11-16 2016-11-16 具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶及其制造方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10202852B2 (zh)
EP (1) EP3168423B1 (zh)
JP (1) JP7012426B2 (zh)
CN (1) CN107035416B (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180216474A1 (en) * 2017-02-01 2018-08-02 General Electric Company Turbomachine Blade Cooling Cavity
US11060407B2 (en) 2017-06-22 2021-07-13 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
US10590777B2 (en) 2017-06-30 2020-03-17 General Electric Company Turbomachine rotor blade
DK3456961T3 (da) * 2017-09-14 2020-09-07 Siemens Gamesa Renewable Energy As Vindmøllevinge med afdækningsplade, der dækker varmluftudblæsning til afisning og/eller overisningsbeskyttelse
US11015453B2 (en) 2017-11-22 2021-05-25 General Electric Company Engine component with non-diffusing section
US11156102B2 (en) * 2018-03-19 2021-10-26 General Electric Company Blade having a tip cooling cavity and method of making same
US11339668B2 (en) * 2018-10-29 2022-05-24 Chromalloy Gas Turbine Llc Method and apparatus for improving cooling of a turbine shroud

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6099253A (en) * 1998-01-13 2000-08-08 Mitsubishi Heavy Industries, Inc. Gas turbine rotor blade
US20010048878A1 (en) * 1999-04-01 2001-12-06 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
EP1253291A1 (en) * 2001-04-27 2002-10-30 General Electric Company A turbine blade having a cooled tip shroud

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3606574A (en) 1969-10-23 1971-09-20 Gen Electric Cooled shrouded turbine blade
GB1605335A (en) 1975-08-23 1991-12-18 Rolls Royce A rotor blade for a gas turbine engine
GB9224241D0 (en) 1992-11-19 1993-01-06 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine blade arrangement
US5350277A (en) 1992-11-20 1994-09-27 General Electric Company Closed-circuit steam-cooled bucket with integrally cooled shroud for gas turbines and methods of steam-cooling the buckets and shrouds
GB2298246B (en) 1995-02-23 1998-10-28 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine-blade arrangement comprising a shroud band
US6761534B1 (en) 1999-04-05 2004-07-13 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
US7568882B2 (en) 2007-01-12 2009-08-04 General Electric Company Impingement cooled bucket shroud, turbine rotor incorporating the same, and cooling method
US8057177B2 (en) 2008-01-10 2011-11-15 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US7946816B2 (en) 2008-01-10 2011-05-24 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US8322986B2 (en) * 2008-07-29 2012-12-04 General Electric Company Rotor blade and method of fabricating the same
US8313301B2 (en) 2009-01-30 2012-11-20 United Technologies Corporation Cooled turbine blade shroud
JP2010285878A (ja) * 2009-06-09 2010-12-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼及びガスタービン
US8485787B2 (en) * 2009-09-08 2013-07-16 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil fabricated from tapered extrusions
JP5881369B2 (ja) * 2011-10-27 2016-03-09 三菱重工業株式会社 タービン動翼及びこれを備えたガスタービン
US9127560B2 (en) 2011-12-01 2015-09-08 General Electric Company Cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade
US10526900B2 (en) * 2015-06-29 2020-01-07 Siemens Aktiengesellschaft Shrouded turbine blade

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6099253A (en) * 1998-01-13 2000-08-08 Mitsubishi Heavy Industries, Inc. Gas turbine rotor blade
US20010048878A1 (en) * 1999-04-01 2001-12-06 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
EP1253291A1 (en) * 2001-04-27 2002-10-30 General Electric Company A turbine blade having a cooled tip shroud

Also Published As

Publication number Publication date
JP7012426B2 (ja) 2022-01-28
JP2017089650A (ja) 2017-05-25
CN107035416A (zh) 2017-08-11
EP3168423A1 (en) 2017-05-17
US20170138203A1 (en) 2017-05-18
EP3168423B1 (en) 2022-03-23
US10202852B2 (en) 2019-02-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107035416B (zh) 具有尖端护罩冷却通道的转子轮叶及其制造方法
JP6063731B2 (ja) タービンロータブレードプラットフォーム冷却
US9938835B2 (en) Method and systems for providing cooling for a turbine assembly
JP5898898B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
US20180320530A1 (en) Airfoil with tip rail cooling
US10648342B2 (en) Engine component with cooling hole
JP2012102726A (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置、システム、及び方法
US10830060B2 (en) Engine component with flow enhancer
US20180051566A1 (en) Airfoil for a turbine engine with a porous tip
US11549377B2 (en) Airfoil with cooling hole
US10563518B2 (en) Gas turbine engine trailing edge ejection holes
US10718217B2 (en) Engine component with cooling passages
CN106968720A (zh) 用于涡轮翼型件的后缘冷却
US11236618B2 (en) Turbine engine airfoil with a scalloped portion
US11365638B2 (en) Turbine blade and corresponding method of servicing
CN107084006B (zh) 用于燃气涡轮发动机翼型件的加速器插入件
US20190249554A1 (en) Engine component with cooling hole
US20180230812A1 (en) Film hole arrangement for a turbine engine
EP2631431A1 (en) Aerofoil Cooling Arrangement
CN108019238A (zh) 具有冷却回路的翼型件组件
CN108331617B (zh) 用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械
US20180051565A1 (en) Engine component with porous trench
CN113446120A (zh) 用于冷却反向旋转涡轮发动机的一部分的方法和装置

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: 20240103

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.