CN107916996B - 用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段 - Google Patents

用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段 Download PDF

Info

Publication number
CN107916996B
CN107916996B CN201710907414.6A CN201710907414A CN107916996B CN 107916996 B CN107916996 B CN 107916996B CN 201710907414 A CN201710907414 A CN 201710907414A CN 107916996 B CN107916996 B CN 107916996B
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat shield
impingement
stator heat
chamber
segment
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
CN201710907414.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107916996A (zh
Inventor
M.科彻特
A.塞德洛夫
M.普洛迪蒂
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.)
Ansaldo Energia Switzerland AG
Original Assignee
Ansaldo Energia Switzerland AG
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 Ansaldo Energia Switzerland AG filed Critical Ansaldo Energia Switzerland AG
Publication of CN107916996A publication Critical patent/CN107916996A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107916996B publication Critical patent/CN107916996B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • 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
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • 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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • 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
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • 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
    • F05D2260/231—Preventing heat transfer

Abstract

本发明涉及用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段。具体而言，一种用于燃气涡轮的定子热屏蔽件节段，定子热屏蔽件节段包括：‑内表面，其面向燃气涡轮的热气主流；‑外表面，其与内表面相对且至少部分地暴露于冷却空气；‑第一冲击腔，其设有与在外表面外供应的冷却空气流体地连接的多个第一冲击孔；‑供给腔，其与在外表面外供应的冷却空气隔开且与第一冲击腔流体地连接；‑第二冲击腔，其设有流体地连接到供给腔上的多个第二冲击孔。

Description

用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段
技术领域
本发明涉及用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段。
此外，本发明涉及包括多个此定子热屏蔽件节段的定子热屏蔽件，且涉及包括此定子热屏蔽件的燃气涡轮动力装置。
背景技术
如已知的那样，燃气涡轮动力装置(在下面仅燃气涡轮)包括转子，其设有上游压缩机、至少一个燃烧室和至少一个下游涡轮。用语“下游”和“上游”指的是主气流经过燃气涡轮的方向。特别地，压缩机包括供应有空气的入口和压缩空气的多个叶片。离开压缩机的压缩空气流到气室中且从那里进入到喷燃器中。在喷燃器内，压缩空气与至少一种燃料混合。燃料和压缩空气的混合物流到燃烧室中，在那里该混合物燃烧。所得的热气离开燃烧器室且在涡轮中膨胀，从而对转子做功。
涡轮包括成多级(或排)的转子叶片，其由成多级(或排)的定子导叶插入。转子叶片连接到转子上，而定子导叶则连接到导叶托架上，导叶托架是包围涡轮的同心壳。
在转子叶片的末梢处，热气流的外径向边界由定子热屏蔽件限定，定子热屏蔽件安装在导叶托架上，面向叶片末梢。定子热屏蔽件包括多个定子热屏蔽件节段，其呈瓦片的形式，围绕转子沿周向方向彼此相邻地布置成环。
定子热屏蔽件的范围是用以保护导叶托架免于暴露于经过涡轮的热气的高温。因此，定子热屏蔽件的内表面面向叶片的末梢且暴露于热气。用语内和外参照了燃气涡轮轴线。
为了延长定子热屏蔽件的寿命，已知的是对定子热屏蔽件提供冷却特征。例如，已知的是在定子热屏蔽件的外表面处提供冷却空气。
然而，冷却定子热屏蔽件，特别是冷却位于第一级涡轮叶片处的定子热屏蔽件，是非常有挑战的任务。实际上，冷却有效性受到对流冷却方案的限制，因为对暴露于热气的表面的膜冷却在面向定子热屏蔽件的旋转叶片经过的区域处是不适用的。这有两个原因。首先，在定子热屏蔽件和叶片末梢之间的间隙中的复杂流域不允许冷却膜发展，且所得的膜有效性非常低且很难预计和测量。其次，在有刮擦的情况下，冷却开口通常是关闭的，从而防止冷却空气外流，且因此显著缩短定子热屏蔽件的寿命。
现今存在延长定子热屏蔽件的寿命、还具有最少冷却剂消耗以便改进燃气涡轮效率的技术问题。
发明内容
因此，本发明的主要目的是提供一种适合克服前面提到的现有技术的问题的备选定子热屏蔽件节段。
为了实现上面提到的范围，本发明提供一种用于燃气涡轮的定子热屏蔽件，其包括多个定子热屏蔽件节段。特别地，各个定子热屏蔽件节段包括：
-内表面，其优选呈板的形式，面向经过燃气涡轮的涡轮的热气主流；
-外表面，其与内表面相对且至少部分地暴露于冷却空气，优选地，外表面面向供应有冷却空气的气室；
-第一冲击腔，其在内侧由内表面界定，且设有面向此内表面的多个第一冲击孔；第一冲击腔与在外表面外供应的冷却空气流体地连接；
-供给腔，其与在外表面外供应的冷却空气隔开，且与第一冲击腔流体地连接；以及
-第二冲击腔，其在内侧由内表面界定，且设有面向此内表面的多个第二冲击孔，第二冲击腔流体地连接到供给腔上。
有利地，以上构造实现两级冲击冷却方案，其中先在第一冲击腔且后在第二冲击腔级联地使用冷却空气。因此，此两级冲击冷却方案允许相当大地减少冷却空气，且确保最大程度地利用有关燃气涡轮的热。此外，此两级冲击冷却方案确保冷却的表面(即，定子热屏蔽件的内表面)的温度均匀，以便使热应力最小化。另外，本发明还消除了在刮穿的情况下失效的风险。
特别地，第一冲击腔和第二冲击腔布置成彼此相邻且平行于内表面和涡轮轴线。两个相邻冲击腔由间隔壁分开，间隔壁可设有至少一个冷却旁通孔，冷却旁通孔呈贯通过孔或盲孔的形式。
有利地，以上两个级联冲击区是平行的狭窄腔，其沿内表面的大致整个长度沿轴向方向布置，以便允许内表面上有均匀冷却效果。此外，前面提到的至少一个冷却旁通孔允许冷却两个相邻冲击腔之间的间隔壁。
特别地，供给腔布置在第二冲击腔的外侧或上方，且布置在第一冲击腔的接近第二冲击腔的部分的外侧或上方。
有利地，供给腔设置在第二冲击腔的外侧或上方允许经过第二冲击孔的空气流均匀地冲击第二冲击腔。
特别地，第一冲击腔和供给腔可为单个S形的公共腔。
有利地，以上S形设置允许第一冲击腔的整个内表面由经过第一冲击孔的冷却空气冲击。
特别地，根据上面描述的S形设置的备选实施例，第一冲击腔和供给腔是由至少一个开口流体地连接的单独腔。第一冲击腔的面向此开口的部分设有多个流阻隔元件。
有利地，还冷却第一冲击腔的不受直接冷却冲击影响的部分，从而防止局部冷却有任何减少。
特别地，第一冲击腔和第二冲击腔的整个受冲击表面也设有多个流阻隔元件。
有利地，由于此设置，沿定子热屏蔽件节段的大致整个受冲击表面的冷却效果得到改进。
特别地，上面提到的阻隔元件包括肋(呈简单的肋、V形肋或W形肋的形式)、具有圆形或三角形截面的销、或凹部。
特别地，第一冲击腔和第二冲击腔沿侧向(即，周向方向)由侧向壁关闭。
有利地，由于第一冲击腔相对于其他腔是独立的，所以例如通过提供不同数量的冲击孔来独立地调节单个腔是可行的。
特别地，供给腔在外侧由顶壁关闭，但沿侧向(即，沿周向方向)是打开的，以便使此供给腔与相邻节段的供给腔连接。
有利地，根据以上特征，供给腔充当沿有关定子热屏蔽件的周向方向覆盖整个宽度的大型气室。该构造允许对所有第二冲击腔提供均匀压力，且此外，该大型气室在刮穿的情况下还减小一个特定第二冲击腔中冷却供给不足的风险。
本发明还涉及一种包括多个前面描述的定子热屏蔽件节段的定子热屏蔽件，且涉及其中设有此定子热屏蔽件的燃气涡轮。
特别地，定子热屏蔽件包括沿周向方向相邻布置的第一系列的定子热屏蔽件节段和关于第一系列沿轴向方向对称地布置的第二系列的定子热屏蔽件节段。
优选地，定子热屏蔽件节段由增材制造方法实现，例如由选择性激光熔化方法。
要理解的是，前面的大体描述和以下详细描述都是示例性的，且意于提供请求保护的本发明的进一步解释。从以下描述、附图和权利要求，本发明的其他优点和特征将是明显的。
在所附权利要求中特别地阐述本发明的新颖特征。
附图说明
在恰当地参照附图来仔细阅读详细描述之后，本发明的其他好处和优点将变得明显。
然而，本发明本身可通过参照本发明的以下详细描述来最佳地理解，以下详细描述结合附图描述了本发明的示例性实施例，在附图中：
-图1是可设有根据本发明的定子热屏蔽件的燃气涡轮的示意性截面图；
-图2是由图1的燃气涡轮中的II指示的部分的放大视图；
-图3是根据本发明的定子热屏蔽件节段的以能部分地看透的方式表达的实施例的示意性透视图；
-图4是图3的定子热屏蔽件节段的示意性截面图；
-图5和6是分别沿截线V-V和VI-VI的图4的定子热屏蔽件节段的示意性截面图；
-图7a-7c和8a-8c是用于改进图4的定子热屏蔽件节段中的冷却的设计的示意图；
-图9是包括多个根据本发明的定子热屏蔽件节段的定子热屏蔽件的局部示意性透视图。
具体实施方式
结合附图，在下文根据优选实施例来描述本发明的技术内容和详细描述，优选实施例不用来限制其执行范围。根据所附权利要求而进行的任何等效变型和修改全部由本发明请求保护的权利要求覆盖。
现在将参照附图来详细地描述本发明。
参照图1，图1是燃气涡轮动力装置1(在下面仅燃气涡轮)的示例，其可设有多个根据本发明的定子热屏蔽件节段。特别地，图1公开了具有顺序燃烧的燃气涡轮。
跟随主气流2，燃气涡轮1包括压缩机3、第一燃烧室4、高压涡轮5、第二燃烧室6和低压涡轮7。压缩机3和两个涡轮5、7是公共转子8的部分，公共转子8围绕轴线9旋转且由同心壳10包围。
压缩机3供应有空气且压缩空气。压缩空气流到气室11中且从那里进入到预混合喷燃器12中，在那里该压缩空气与经由燃料供应13引入的至少一种燃料混合。燃料/压缩空气混合物流到第一燃烧室4中，在那里该混合物燃烧。
所得的热气离开第一燃烧器室4，且在高压涡轮5中部分地膨胀，从而对转子8做功。
在低压涡轮7的下游，部分地膨胀的气体流到第二燃烧室6中，在那里燃料经由燃料喷枪14喷射。
部分地膨胀的气体具有高温且包含足以进一步燃烧的氧，基于自点燃，燃烧在第二燃烧室6中发生。再加热的气体离开第二燃烧室6且流到低压涡轮7中，在那里再加热的气体膨胀，从而对转子8做功。
低压涡轮7包括成多级(或排)的转子叶片15，其沿主流方向串联布置。此成级的叶片15由成级的定子导叶16插入。转子叶片15连接到转子8上，而定子导叶16连接到导叶托架17上，导叶托架17是包围低压涡轮7的同心壳。
在转子叶片15的外侧，热气流的径向边界由定子热屏蔽件41限定，定子热屏蔽件41安装在导叶托架17上，面向叶片末梢19，且沿周向方向关于转子8的旋转轴线9布置成环。
定子热屏蔽件41保护导叶托架17免于暴露于经过涡轮7的热气的高温。
现在参照图2，图2是图1中的II指示的部分的放大视图。特别地，图2公开了插入连接到导叶托架17上的两个涡轮导叶16之间的涡轮叶片15。
示意性地表达了定子热屏蔽件41，其联接到导叶托架17上，且布置在转子叶片15的外侧且沿轴向在两个导向导叶16之间。定子热屏蔽件41如图2中显示的那样将燃气涡轮的热气路径(由箭头M指示)与冷却气体空气分开，冷却气体空气由箭头A指示且在导叶托架17的气室21中供应。
因此，定子热屏蔽件41的内表面23暴露于热气，而外表面24则暴露于冷却空气。
如图2中示意性地公开的那样，定子热屏蔽件41包括多个定子热屏蔽件节段22。特别地，图2的截面图公开了布置成沿轴向方向彼此相邻的两个定子热屏蔽件节段22。
参照图3和4，其是根据本发明的定子热屏蔽件节段22的实施例的示意图。特别地，图3是能部分地看透的示意性透视图，且图4是图3的定子热屏蔽件节段的示意性截面图。
可认为图3和4中公开的节段是瓦片元件，其必须布置成与多个类似的定子热屏蔽件节段相邻，以便形成沿周向围绕轴线9在叶片末梢19的外侧布置成环的完整的定子热屏蔽件。
根据表达的实施例，各个定子热屏蔽件节段22包括：
-内表面23，其呈板的形式，面向燃气涡轮的热气主流；以及
-外表面24，其与内表面23相对且至少部分地暴露于冷却空气。
优选地，外表面24可为梯级表面，梯级表面包括下部分和上部分。
根据图4，在各个定子热屏蔽件节段内实现多个腔。特别地，各个定子热屏蔽件节段22包括第一冲击腔25，其设有面向内表面23且与在外表面24外供应的冷却空气流体地连接的多个第一冲击孔27。此第一冲击腔25是狭窄的且平行于内表面23，且跟与在外表面24外供应的冷却空气隔开的供给腔29流体地连接。
各个定子热屏蔽件节段22还包括第二冲击腔26，其设有面向内表面23的多个第二冲击孔28。该第二冲击腔26与第一冲击腔25相邻，且两个冲击腔25、26由间隔壁42分开，根据图4的实施例，间隔壁42设有呈通孔的形式的旁通冷却孔43，旁通冷却孔43允许冷却此间隔壁42。第二冲击腔26关于供给腔29位于内侧或下方，且第二冲击孔28在供给腔29和第二冲击腔26之间实现流体连接。
根据图4的实施例，供给腔29部分地位于第一冲击腔25的一部分的外侧或上方。第一冲击腔25的由供给腔29覆盖的此部分在图4中由标号30指示。在第一冲击腔25的此部分30处，定子热屏蔽件节段22包括开口31，开口31将第一冲击腔25与供给腔29流体地连接。如图3中表达的那样，开口31在周向方向上具有与定子热屏蔽件节段22大致相同的宽度，而冲击孔27、28构造成产生大致正交于内表面23的空气流。
根据图4，在部分30处，第一冲击腔25包括多个肋元件32，以便也改进不由冷却空气直接冲击的该区域中的冷却。图7a-8c公开了肋32的一些备选实施例，不仅可在区域30处应用肋32，而且也可沿冲击腔25、26的整个受冲击表面应用肋32。
参照图5和6，其是分别沿截线V-V和VI-VI的图4的定子热屏蔽件节段的示意性截面图。
特别地，图5公开了第一冲击腔25的侧向壁38，第一冲击腔25因此独立于其他腔。
图6公开了第二冲击腔26的侧向壁38(第二冲击腔26因此独立于第一冲击腔25)以及供给腔29的顶壁39。根据图6，供给腔29在周向方向上不设有侧向壁，以便与相邻节段限定位于第二冲击腔26的外侧或上方的大型且公共的气室。
最后，冷却空气流经过呈排出孔40的形式的侧向出口而离开第二冲击腔26。
参照图9，图9是包括多个根据本发明的定子热屏蔽件节段22的定子热屏蔽件41的局部示意性透视图。
根据本发明的该实施例，定子热屏蔽件41包括第一系列的定子热屏蔽件节段22，其沿周向方向彼此相邻地布置成环。在该构造中，供给腔29充当沿周向方向C覆盖定子热屏蔽件41的整个宽度的大型气室。此外，图9的定子热屏蔽件41包括第二系列的定子热屏蔽件节段22，其沿轴向方向关于第一系列对称地布置。
关于图3和4的实施例，图9的第一腔25和供给腔29形状确定成具有S形截面的唯一公共腔。
虽然已经关于上面提到的本发明的优选实施例来解释了本发明，但要理解的是，可在不脱离本发明的范围的情况下进行许多其他可能的修改和变型。因此，构想到所附权利要求或多项权利要求将覆盖落入本发明的真实范围内的这样的修改和变型。

Claims (14)

1.一种用于燃气涡轮的定子热屏蔽件节段，所述定子热屏蔽件节段(22)包括：
-内表面(23)，其面向所述燃气涡轮的热气主流；
-外表面(24)，其与所述内表面(23)相对且至少部分地暴露于冷却空气；
-第一冲击腔(25)，其设有与在所述外表面(24)外供应的冷却空气流体地连接的多个第一冲击孔(27)；
-供给腔(29)，其与在所述外表面(24)外供应的冷却空气隔开，且与第一冲击腔(25)流体地连接；
-第二冲击腔(26)，其设有流体地连接到所述供给腔(29)上的多个第二冲击孔(28)，且其中，所述第一冲击腔(25)和所述第二冲击腔(26 )平行于所述内表面(23)彼此并排布置，且由间隔壁(42)分开，且所述间隔壁(42)至少包括旁通冷却孔(43)。
2.根据权利要求1所述的节段，其特征在于，所述供给腔(29)布置在所述第二冲击腔(26)的上方和所述第一冲击腔(25)的接近所述第二冲击腔(26)的部分(30)上方。
3.根据权利要求2所述的节段，其特征在于，所述第一冲击腔(25 )和所述供给腔(29)是S形公共腔。
4.根据权利要求2所述的节段，其特征在于，所述第一冲击腔(25 )和所述供给腔(29)通过至少一个开口(31)流体地连接，所述第一冲击腔(25 )的面向所述开口(31)的内表面设有多个流阻隔元件。
5.根据权利要求4所述的节段，其特征在于，所述第一冲击腔(25 )和所述第二冲击腔(26)的整个内表面设有多个流阻隔元件。
6.根据权利要求5所述的节段，其特征在于，所述流阻隔元件包括肋(32,33,34)或销(35,36)，或凹部(37)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的节段，其特征在于，所述第一冲击腔(25 )和所述第二冲击腔(26)沿侧向由侧向壁(38)关闭。
8.根据权利要求7所述的节段，其特征在于，所述供给腔(29)在上方由顶壁(39)关闭且沿侧向打开，且连接到相邻节段(22)上。
9.根据权利要求1-6中任一项所述的节段，其特征在于，所述节段包括流体地连接到所述第二冲击腔(26)上的排出孔(40)。
10.根据权利要求1-6中任一项所述的节段，其特征在于，所述节段通过增材制造方法实现。
11.一种定子热屏蔽件(41 )，其包括多个根据前述权利要求中任一项所述的定子热屏蔽件节段(22)。
12.根据权利要求11所述的定子热屏蔽件，其特征在于，所述定子热屏蔽件包括沿侧向相邻布置的第一系列的所述定子热屏蔽件节段(22)。
13.根据权利要求12所述的定子热屏蔽件，其特征在于，所述定子热屏蔽件包括关于所述第一系列对称地布置的第二系列的所述定子热屏蔽件节段(22)。
14.一种燃气涡轮能量装置，其包括转子(8)、压缩机(3)、至少一个燃烧室(4,6)和至少涡轮(5,7)，所述涡轮设有由所述转子(8)支撑的多排叶片(15)，所述多排叶片(15)插入了由导叶托架(17)支撑的多个导叶(16)；所述导叶托架(17)至少包括根据前述权利要求11至权利要求13中任一项所述的定子热屏蔽件(41 )。
CN201710907414.6A 2016-10-08 2017-09-29 用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段 Active CN107916996B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP16192965.8A EP3306040B1 (en) 2016-10-08 2016-10-08 Stator heat shield segment for a gas turbine power plant
EP16192965.8 2016-10-08

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107916996A CN107916996A (zh) 2018-04-17
CN107916996B true CN107916996B (zh) 2022-03-08

Family

ID=57121112

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710907414.6A Active CN107916996B (zh) 2016-10-08 2017-09-29 用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10508563B2 (zh)
EP (1) EP3306040B1 (zh)
CN (1) CN107916996B (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201720121D0 (en) * 2017-12-04 2018-01-17 Siemens Ag Heatshield for a gas turbine engine
US10989068B2 (en) 2018-07-19 2021-04-27 General Electric Company Turbine shroud including plurality of cooling passages
US10822986B2 (en) * 2019-01-31 2020-11-03 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including internal cooling passages
US10830050B2 (en) 2019-01-31 2020-11-10 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including structural breakdown and collapsible features
US10927693B2 (en) 2019-01-31 2021-02-23 General Electric Company Unitary body turbine shroud for turbine systems
US11035251B2 (en) * 2019-09-26 2021-06-15 General Electric Company Stator temperature control system for a gas turbine engine
EP4001593B1 (en) * 2020-11-13 2023-12-20 Doosan Enerbility Co., Ltd. A gas turbine vane comprising an impingement cooled inner shroud

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11304084A (ja) * 1998-04-22 1999-11-05 Sanwa Packing Kogyo Co Ltd 断熱材の基材への保持方法とこれを用いた断熱パネル
US6905302B2 (en) * 2003-09-17 2005-06-14 General Electric Company Network cooled coated wall
CN105283638A (zh) * 2013-05-28 2016-01-27 西门子能源公司 三钩环段的冷却系统

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US6779597B2 (en) * 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US7740444B2 (en) * 2006-11-30 2010-06-22 General Electric Company Methods and system for cooling integral turbine shround assemblies
US9080458B2 (en) * 2011-08-23 2015-07-14 United Technologies Corporation Blade outer air seal with multi impingement plate assembly
EP2894301A1 (en) * 2014-01-14 2015-07-15 Alstom Technology Ltd Stator heat shield segment
US9689276B2 (en) * 2014-07-18 2017-06-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Annular ring assembly for shroud cooling

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11304084A (ja) * 1998-04-22 1999-11-05 Sanwa Packing Kogyo Co Ltd 断熱材の基材への保持方法とこれを用いた断熱パネル
US6905302B2 (en) * 2003-09-17 2005-06-14 General Electric Company Network cooled coated wall
CN105283638A (zh) * 2013-05-28 2016-01-27 西门子能源公司 三钩环段的冷却系统

Also Published As

Publication number Publication date
US10508563B2 (en) 2019-12-17
CN107916996A (zh) 2018-04-17
EP3306040B1 (en) 2019-12-11
US20180100409A1 (en) 2018-04-12
EP3306040A1 (en) 2018-04-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107916996B (zh) 用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段
US9464538B2 (en) Shroud block segment for a gas turbine
US10443437B2 (en) Interwoven near surface cooled channels for cooled structures
US8801366B2 (en) Stator blade for a gas turbine and gas turbine having same
US8210797B2 (en) Gas turbine with a stator blade
US20120177479A1 (en) Inner shroud cooling arrangement in a gas turbine engine
US20100278644A1 (en) Gas turbine
EP2458159B1 (en) Gas turbine of the axial flow type
EP2458155B1 (en) Gas turbine of the axial flow type
EP2458152B1 (en) Gas turbine of the axial flow type
CN108019240B (zh) 燃气涡轮及其被冷却结构
EP3412972B1 (en) Gas turbine comprising a plurality of can-combustors
US7011492B2 (en) Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak
US11905886B2 (en) Heatshield for a gas turbine engine
JP2001107703A (ja) ガスタービン
WO2019035178A1 (ja) タービン静翼列及びタービン
EP3726008B1 (en) Transition duct for a gas turbine assembly and gas turbine assembly comprising this transition duct
US11293639B2 (en) Heatshield for a gas turbine engine
CN110249112B (zh) 具有插入件的涡轮发动机部件
EP3816402B1 (en) Stator assembly for a gas turbine and gas turbine comprising said stator assembly
EP3945246B1 (en) Gas turbine for power plants having a honeycomb seal device
EP3342988A1 (en) Radial seal arrangement between adjacent blades of a gas turbine

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