CN108331617A - 用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械 - Google Patents

用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械 Download PDF

Info

Publication number
CN108331617A
CN108331617A CN201810004699.7A CN201810004699A CN108331617A CN 108331617 A CN108331617 A CN 108331617A CN 201810004699 A CN201810004699 A CN 201810004699A CN 108331617 A CN108331617 A CN 108331617A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
component
angled
multiple angled
room
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810004699.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108331617B (zh
Inventor
N.W.拉泰
J.A.塔尔曼
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 CN108331617A publication Critical patent/CN108331617A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108331617B publication Critical patent/CN108331617B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明提供一种用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械。所述部件包括限定多个孔的内壁。所述多个孔中的每个孔构造成从其中排出冷却流体。所述部件还包括与所述内壁隔开的外壁。所述外壁和所述内壁沿所述部件的纵向轴线延伸。所述部件还包括在所述内壁与所述外壁之间延伸的多个成角度壁。所述多个成角度壁限定与所述多个孔流体连通的多个成角度通道。所述多个成角度壁中的每个成角度壁以相对于所述纵向轴线的锐角延伸。

Description

用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械
技术领域
本发明的领域大体上涉及包括内部冲击冷却(internal impingement cooling)的部件，并且更确切地说，涉及包括用于冲击冷却的多个成角度通道(angled channels)的部件。
背景技术
诸如燃气涡轮机的热气通路部件(hot gas path components)的一些部件会经受高温。至少一些这样的部件具有内部冷却系统，以将所述部件保持在阈值温度以下。在操作期间，内部冷却系统将冷却流体提供到限定在外壁(outer wall)与内壁(inner wall)之间的冲击腔(impingement cavity)中。但是在至少一些部件中，所述冲击腔由于诸如外壁等部件的各部分的热膨胀而经受更大应力。例如，在一些部件中，外壁在操作期间的温度比内壁高。因此，外壁将在热膨胀的作用下以与内壁不同的速率膨胀，并且外壁的支撑构件将经受更大的应力。
至少一些部件包括用于在冷却流体流动流动通过冲击腔之后回收冷却流体的回收室(recovery plenums)。但是，冷却流体的压力沿回收室变化。例如，在至少一些部件中，冷却流体从相对侧进入所述回收室中，并产生使压力沿回收室改变的流动结构。由于压力变化，不成比例的冷却流体量将绕过回收室的上游部分并进入所述回收室的下游部分中。结果，冷却系统的冷却效率降低。此外，部件冷却的均匀性降低。
发明内容
在一个方面，提供了一种构造成用于冲击冷却的部件。所述部件包括限定多个孔的内壁。所述多个孔中的每个孔构造成从其中排出冷却流体。所述部件还包括与所述内壁隔开的外壁。所述外壁和内壁沿所述部件的纵向轴线延伸。所述部件还包括在所述内壁与所述外壁之间延伸的多个成角度壁(angled walls)。所述多个成角度壁限定与所述多个孔流体连通的多个成角度通道。所述多个成角度壁中的每个成角度壁以相对于所述纵向轴线的锐角延伸。
所述的部件还包括至少一个供应室(supply plenum)，所述至少一个供应室至少部分地由所述内壁限定，所述至少一个供应室构造成将所述冷却流体供应到所述多个孔。
所述的部件还包括至少一个回收室，所述至少一个回收室至少部分地由所述内壁限定并且与所述多个成角度通道流体连通，所述至少一个回收室构造成限定所述冷却流体的回流通路。
其中，所述至少一个回收室沿所述纵向轴线延伸并且构造成沿第一方向引导所述冷却流体，所述多个成角度壁构造成至少部分地沿所述第一方向将所述冷却流体引入所述至少一个回收室中。
其中，所述内壁还限定第一表面，并且所述外壁限定与所述第一表面相对的第二表面，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁从所述第一表面延伸到所述第二表面。其中所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁与所述第一表面和所述第二表面垂直(perpendicular to)。
其中，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁包括第一表面、第二表面以及限定在所述第一表面与所述第二表面之间的厚度。
其中，所述多个成角度壁中的至少一个成角度壁包括弯曲部分(curvedportion)。
其中，所述多个成角度壁中的所述至少一个成角度壁是弯曲的，并且具有从所述外壁向所述内壁增大的曲率半径(radius of curvature)。
其中，所述多个成角度壁包括第一组成角度壁和第二组成角度壁，所述第一组成角度壁中的每个成角度壁沿第一方向延伸，并且所述第二组成角度壁中的每个成角度壁沿与所述第一方向不同的第二方向延伸。
另一方面，提供一种旋转机械。所述旋转机械包括构造成产生燃烧气体的燃烧器部分以及构造成从所述燃烧器部分接收所述燃烧气体并从其产生机械旋转能的涡轮部分。所述燃烧气体通过所述旋转机械的通路限定了热气通路。所述旋转机械还包括靠近所述热气通路或在所述热气通路附近的部件。所述部件包括内壁以及与所述内壁隔开的外壁。所述内壁限定多个孔，这些孔构造成从其中排出冷却流体。所述外壁和内壁沿所述部件的纵向轴线延伸。所述部件还包括在所述内壁与所述外壁之间延伸的多个成角度壁。所述多个成角度壁限定与所述多个孔流体连通的多个成角度通道。所述多个成角度壁中的每个成角度壁以相对于所述纵向轴线的锐角延伸。
其中，所述部件还包括至少一个供应室，所述至少一个供应室至少部分地由所述内壁限定，所述至少一个供应室构造成将所述冷却流体供应到所述多个孔。
其中，所述部件还包括至少一个回收室，所述至少一个回收室至少部分地由所述内壁限定并且与所述多个成角度通道流体连通，所述至少一个回收室构造成限定所述冷却流体的回流通路。
其中，所述至少一个回收室沿所述纵向轴线延伸并且构造成沿第一方向引导所述冷却流体，所述多个成角度壁构造成至少部分地沿所述第一方向将所述冷却流体引入所述至少一个回收室中。
其中，所述内壁还限定第一表面，并且所述外壁限定与所述第一表面相对的第二表面，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁从所述第一表面延伸到所述第二表面。
其中，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁与所述第一表面和所述第二表面垂直。
其中，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁包括第一表面、第二表面以及限定在所述第一表面与所述第二表面之间的厚度。
其中，所述多个成角度壁中的至少一个成角度壁包括弯曲部分。
其中，所述多个成角度壁中的所述至少一个成角度壁是弯曲的，并且具有从所述外壁向所述内壁增大的曲率半径。
其中，所述多个成角度壁包括第一组成角度壁和第二组成角度壁，所述第一组成角度壁中的每个成角度壁沿第一方向延伸，并且所述第二组成角度壁中的每个成角度壁沿与所述第一方向不同的第二方向延伸。
附图说明
图1是示例性旋转机械的示意图；
图2是用于图1中所示的旋转机械中的示例性部件的示意性透视图；
图3是沿图2中所示的线3-3截取的图2中所示部件的截面图；
图4是图2中所示部件的一部分的示意性剖视图；
图5是图2中所示部件的成角度通道的示意性侧视图；以及
图6是图5中所示成角度通道的替代构造的示意图。
具体实施方式
在以下说明和随附权利要求中，将参考多个术语，这些术语的定义如下。
除非上下文明确另作规定，否则单数形式“一个”、“一种”和“所述”也含有复数意义。
“可选”或“可选地”意指后续描述的事件或情况可能会或可能不会发生，并且所述说明同时包括事件发生或者不发生的情况。
本说明书全文和权利要求书中所用的近似语言可以用于修饰可在允许的情况下变化而不改变相关对象的基本功能的任何数量表示。因此，由一个或多个诸如“大约”、“近似”和“大体上”等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，近似语言可能与用于测量所述值的仪器的精度对应。在此处以及整个说明书及权利要求书中，可以提出范围限制。除非上下文或语言另作说明，否则这些范围可以组合和/或互换，并且包括其中所含的所有子范围。
本说明书中所述的系统和方法提供了一种部件，所述部件包括通过成角度通道引导冲击冷却的多个成角度壁。所述成角度壁为所述部件提供支撑并且减小在部件的热膨胀(thermal expansion)期间引起的应力(stresses)。确切地说，所述成角度壁从所述部件的内壁延伸到外壁，以在操作期间支撑所述外壁。此外，所述成角度通道引导冷却流进入回收室中，并减少沿所述回收室的压力损耗(pressure losses)。因此，本说明书中所述的实施例提高了部件的冲击冷却的均匀性和效率。
图1是示例性旋转机械10的示意图。在所述示例性实施例中，旋转机械10是燃气涡轮机，其包括进气部分12、连接在进气部分12的下游的压缩机部分14、连接在压缩机部分14的下游的燃烧器部分16、连接在燃烧器部分16的下游的涡轮部分18以及连接在涡轮部分18的下游的排气部分20。大体呈管状的壳体22至少部分地围封进气部分12、压缩机部分14、燃烧器部分16、涡轮部分18和排气部分20中的一者或多者。在替代实施例中，旋转机械10是包括形成为具有本说明书中所述内部通道的部件的任何旋转机械。此外，本说明书中所述的一些实施例可应用于涉及冷却部件的任何应用，而不一定包括旋转机器。
在所述示例性实施例中，涡轮部分18经由转子轴24连接到压缩机部分14。请注意，本说明书中所用的术语“连接”不限于部件之间的直接机械、电气和/或通信连接，而是也可以包括多个部件之间的间接机械、电气和/或通信连接。
在旋转机械10的操作期间，进气部分12将空气引向压缩机部分14。压缩机部分14将空气压缩到更高的压力和温度。更确切地说，转子轴24将旋转能提供给连接到压缩机部分14内的转子轴24的呈周向的至少一行压缩机轮叶(blades)26。在所述示例性实施例中，每行压缩机轮叶26之前是从壳体22径向向内延伸的呈周向的一行压缩机定子叶片(statorvanes)28。定子叶片28将空气流引入压缩机轮叶26中。压缩机轮叶26的旋转能可增加空气的压力和温度。压缩机部分14将压缩空气朝向燃烧器部分16排放。
在燃烧器部分16中，压缩空气与燃料混合并点燃，以产生被引向涡轮部分18的燃烧气体。更确切地，燃烧器部分16包括至少一个燃烧器30，在所述至少一个燃烧器30中，燃料例如天然气和/或燃油被喷射到空气流中，并且点燃燃料空气混合物以产生引向涡轮部分18的高温燃烧气体。
涡轮部分18将来自燃烧气流的热能转换成机械旋转能。更确切地说，燃烧气体将旋转能提供给连接到涡轮部分18内的转子轴24的呈周向的至少一行转子轮叶32。在所述示例性实施例中，每行转子轮叶32之前是从壳体22径向向内延伸的呈周向的一行涡轮定子叶片34。定子叶片34将燃烧气体引入转子轮叶32中。在一些实施例中，转子轴24连接到负载(未图示)，例如但不限于发电机和/或机械驱动应用。排出的燃烧气体从涡轮部分18的下游流入排气部分20中。燃烧气体通过旋转机械10的通路限定了旋转机械10的热气通路。靠近所述热气通路的旋转机械10的部件例如轮叶32和定子叶片34在旋转机械10的操作期间经受高温。
图2是与旋转机械10(如图1中所示)一起使用的示例性部件100的示意性透视图。图3是沿线3-3(如图2中所示)截取的部件100的截面图。在所述示例性实施例中，部件100是转子轮叶32(如图1所示)或定子叶片34(如图1所示)中的一者，并且在旋转机械10(如图1所示)的操作期间经受高温。在替代实施例中，部件100是暴露于高温环境的任何部件，例如燃烧器衬里(combustor liner)、护罩(shroud)和叶片端壁(vane endwall)。
在所述示例性实施例中，部件100包括外壁102、内壁104和至少一个供应室106。内壁104位于外壁102的内部并且至少部分地在其内部限定四个供应室106。在操作期间，向供应室106提供冷却流体以便于将部件100维持在预期温度以下，以便于部件100在其整个使用寿命(service life)期间耐受热燃烧气体。在替代实施例中，部件100包括使部件100能够如本说明书中所述操作的任何空隙和/或室。
此外，在所述示例性实施例中，部件100例如转子轮叶32(如图1所示)或定子叶片34(如图1所示)包括压力侧(pressure side)108和相对的吸力侧(suction side)110。压力侧108和吸力侧110中的每一者从前缘112延伸到相对的后缘114。此外，部件100从根端116延伸到相对的尖端118。部件100的纵向轴线120延伸穿过根端116和尖端118。在所述示例性实施例中，外壁102在前缘112与后缘114之间周向延伸，并且还在根端116与尖端118之间纵向延伸。在替代实施例中，部件100具有使部件100能够如本说明书中所述操作的任何构造。
此外，在所述示例性实施例中，每个供应室106从根端116延伸到尖端118附近。每个供气气室106由内壁104和至少一个分隔壁(partition wall)121限定，所述至少一个分隔壁至少部分地在压力侧108与吸力侧110之间延伸。每个分隔壁121从压力侧108的外壁102延伸到吸力侧110的外壁102。在替代实施例中，部件100包括使部件100能够如本说明书中所述操作的任何供应室106。例如，在一些实施例中，部件100包括单个供应室106。在进一步实施例中，部件100包括分隔壁121，所述分隔壁从压力侧108的内壁104延伸到吸力侧110的内壁104。在进一步实施例中，分隔壁121从压力侧108的内壁104延伸到外壁102和/或从吸力侧110的内壁104延伸到外壁102。
此外，在所述示例性实施例中，部件100还包括至少一个回收室122，所述至少一个回收室122与至少一个成角度通道124流体连通，使得每个回收室122能够为用于外壁102的冲击冷却的流体提供流体回流通路。例如，在所述示例性实施例中，内壁104至少部分地限定多个回收室122，所述多个回收室在邻近多个成角度通道124处延伸。同样在所述示例性实施例中，每个回收室122从根端116延伸到尖端118附近。在替代实施例中，部件100包括使部件100能够如本说明书中所述运作的任何回收室122。例如，在一些实施例中，回收室122沿任何方向延伸，例如沿内壁104的曲面(curve)延伸。在进一步实施例中，多个回收室沿单个轴线延伸。
图4是部件100的一部分的示意性剖视图。外壁102包括外表面126和内表面128。内壁104包括第一表面130和第二表面132。此外，内壁104限定从第一表面130延伸到第二表面132的多个孔134。在所述示例性实施例中，外壁102和内壁104一体或整体地(integrally)形成。在替代实施例中，部件100包括使部件100能够如本说明书中所述操作的任何壁。
在所述示例性实施例中，内壁104的至少一部分在邻近外壁102的至少一部分处周向和纵向延伸并且与其隔开偏移距离(offset distance)136。确切地说，内壁104的第一表面130与外壁102的内表面128相对并且隔开，以限定第一表面130与内表面128之间的偏移距离136。在所述示例性实施例中，偏移距离136被选择成通过经由气室106供应并且经由限定在内壁104中的孔134向外壁102内表面128排出的冷却流体来促进外壁102的有效冲击冷却。例如但不限于，偏移距离136沿部件100周向和/或纵向地变化，以便于满足沿外壁102相应部分的局部冷却要求。在替代实施例中，部件100具有使部件100能够如本说明书中所述操作的任何偏移距离136。
图5是部件100的成角度通道124的示意性侧视图。参见图4和图5，在所述示例性实施例中，多个成角度壁138在外壁102与内壁104之间延伸，以限定多个成角度通道124。确切地说，成角度壁138从第一表面130延伸到内表面128。此外，如图4中所示，成角度壁138大体垂直于第一表面130和内表面128。成角度壁138构造成使得每个成角度通道124经由至少一个孔134与至少一个供应室106流体连通。此外，在所述示例性实施例中，每个成角度壁138包括第一表面140和第二表面142。第一表面140和第二表面142限定两者之间的成角度壁138的厚度。在替代实施例中，部件100包括使部件100能够如本说明书中所述操作的任何成角度壁138。
此外，在所述示例性实施例中，成角度壁138和成角度通道124是成角度的并且至少部分地沿部件100的纵向轴线120延伸。相应地，成角度壁138至少部分地沿纵向轴线120来引导冷却流体。因此，当冷却流体从多个冷却通道124进入回收室122中时，冷却流体沿纵向轴线120至少部分地沿同一方向流动，以抑制形成增大压力损耗并降低系统效率的流动结构。
此外，在所述示例性实施例中，每个成角度壁138相对于纵向轴线120以角度144延伸，并相对于横向轴线133以角度146延伸。角度144和角度146中的每一者均为锐角。本说明书中所用的术语“锐角”是指0°到90°之间的角度。在替代实施例中，成角度壁138以使部件100能够如本说明书中所述操作的任何角度延伸。
此外，在所述示例性实施例中，第一组148成角度通道124定位在回收室122的第一侧上，并且第二组150成角度通道124定位在回收室122的第二侧上，与所述第一组成角度通道相对。第一组148成角度通道124大体平行，并且第二组150成角度通道124大体平行。第一组148成角度通道124和第二组150成角度通道124沿不同方向延伸。回收室122内的流体扰动减小，因为第一组成角度通道124和第二组成角度通道沿至少部分纵向的方向将冷却流体引入回收室122中。在替代实施例中，成角度通道124沿使部件100能够如本说明书中所述操作的任何方向来引导流体。在一些实施例中，改变成角度壁138的角度，以沿回收室122“调整(tune)”冲击流，即，采用成角度通道124来控制冲击流的特性。
此外，在所述示例性实施例中，每个成角度通道124包括由成角度壁138限定的通道出口152，用于将流体从成角度通道124排入回收室122中。在所述示例性实施例中，通道出口152彼此大体相似。在替代实施例中，每个成角度通道124包括使部件100能够如本说明书中所述操作的任何通道出口152。例如，在一些实施例中，通道出口152具有不同的尺寸和/或形状。
在一些实施例中，通道出口152的形状和/或尺寸被预先选择成将预期流体提供到回收室122中。例如，在一些实施例中，通道出口152的面积沿回收室122变化，以“调整”进入回收室122中的冲击流并改变通过孔134的流量。确切地说，减小通道出口152的面积会减少通过通道出口152和孔134的流量。因此，可局部调节从部件100去除的热量，并且局部地改变部件100的温度，以便提高温度均匀性并降低热梯度。在一些实施例中，通过改变成角度通道124的角度144来改变通道出口152的面积。确切地说，在一些实施例中，下游成角度通道124的角度144小于上游成角度通道124的角度144，使得成角度通道124的面积与回收室122内的压力变化相对应。
此外，在所述示例性实施例中，孔134布置成选用于促进外壁102的有效冲击冷却的图案(pattern)。例如，在一些实施例中，孔134的图案沿部件100周向和/或纵向地变化，以便于满足沿外壁102的相应部分的局部冷却要求。在一些实施例中，孔134各自的尺寸和形状设置成将通过其中的冷却流体以射流(jet)的形式向内表面128发出(emit)。例如，孔134各自具有大体呈圆形或卵形的横截面。在替代实施例中，部件100具有使部件100能够如本说明书中所述操作的任何孔134。例如，在一些实施例中，外壁102还包括延伸通过其中的孔(未图示)，这些孔引导来自成角度通道124的流体通过其中，为外壁102的外部提供薄膜冷却。
此外，在所述示例性实施例中，部件100由镍基超级合金形成。在替代实施例中，部件100由使部件100能够如本说明书中所述操作的任何材料形成。例如，在一些实施方案中，部件100由钴基超级合金(cobalt-based superalloy)、铁基合金和钛基合金中的至少一种形成。
参见图4，在所述示例性实施例中，部件100还包括位于外壁102的外表面126上的涂层154。涂层154由被选择用于保护外壁102免受高温环境损坏的至少一种所选材料形成。例如，热障涂层154包括与外表面126相邻并且构造成粘附到所述外表面126上的粘合层，以及与所述粘合涂层相邻的热障外层。在替代实施例中，部件100包括使部件100能够如本说明书中所述操作的任何涂层154。
参见图1、2和4，在操作期间，冷却流体通过部件100的根端116供应到气室106。当冷却流体大体朝向尖端118流动时，冷却流体的一部分被迫通过孔134进入成角度通道124中并冲击外壁102的内表面128。成角度通道124沿至少部分沿着纵向轴线120的方向将流体引入回收室122。在所述示例性实施例中，用过的冷却流体大体上经由回收室122朝向根端116流动并且从部件100流出。在一些所述实施例中，供应室106、成角度通道124和回收室122的布置形成旋转机械10的冷却回路的一部分，使得用过的冷却流体回流到通过旋转机器10的工作流体流中。在一些实施例中，冷却流体再用于旋转机械10的任何部分中，例如在燃烧器部分16中、燃烧器部分16的上游、燃烧器部分16的下游、部件100内和/或旋转机械10的其他任何部分内。与将用过的冷却流体直接从部件100排入涡轮部分18内的工作流体中的冷却系统相比，所述实施例提高了旋转机械10的操作效率。尽管在部件100是转子轮叶32和/或定子叶片34的实施例中对通过气室106和成角度通道124的冲击流以及通过回收室122的回流进行描述，但是在替代实施例中，旋转机械10的任何部件100包括气室106、成角度通道124和/或回收室122的回路。
图6是成角度通道124的替代构造的示意图。在一些实施例中，孔134沿成角度通道124成行排列。在第一构造200中，每个成角度通道124与单行孔134流体连通。在第二构造202中，每个成角度通道124与多行孔134流体连通。在替代实施例中，成角度通道124与使部件100(如图2中所示)能够如本说明书中所述操作的任何孔134流体连通。
在第三构造204中，成角度壁138包括弯曲部分206。弯曲部分206构造成至少部分地沿外壁102的膨胀方向延伸，例如纵向方向延伸，以便于在操作期间由成角度壁138为外壁102提供支撑。确切地说，由于外壁102的膨胀，弯曲部分206可减少部件100(如图2所示)中的应力。在替代实施例中，成角度壁138包括使部件100(如图2中所示)能够如本说明书中所述操作的任何弯曲部分206。
在第四构造208中，每个成角度壁138大体上是弯曲的，使得能够沿弯曲通路210引导冷却流体通过成角度通道124并且流向回收室122。弯曲部分210促使冷却流体沿至少部分与纵向轴线120对准的方向流入回收室122中。因此，回收室122中的压力变化得以减小。此外，在所述示例性实施例中，成角度壁138的曲率半径从外壁102向内壁104增大。在替代实施例中，成角度壁138具有使部件100(如图2中所示)能够如本说明书中所述操作的任何弯曲。
上述实施例提供了一种部件，所述部件包括通过成角度通道引导冲击冷却包的多个成角度壁。所述成角度壁为部件提供支撑并且减小在部件的热膨胀期间引起的应力。确切地说，所述成角度壁从所述部件的内壁延伸到外壁，以在操作期间支撑所述外壁。此外，所述成角度通道引导冷却流进入回收室中，并减少沿所述回收室的压力损耗。因此，本说明书中所述的实施例提高了部件的冲击冷却的均匀性和效率。
本说明书中所述的方法、系统和设备的示例性技术效果包括以下项中的至少一项：(a)减小由于热膨胀而引起的部件应力；(b)减小沿部件冷却系统中的回收室的压力损耗；(c)增加部件冷却系统的冷却均匀性；以及(d)提高部件冷却系统的冲击传热系数。
上文详细描述了内部冲击冷却部件的示例性实施例。所述部件以及使用这些部件的方法和系统不限于本说明书中所述的具体实施例，相反，所述系统的部件和/或所述方法的步骤可以独立于本说明书中所述的其他和/或步骤独立地使用。例如，所述示例性实施例可以结合构造成在高温环境中使用部件的许多现有其他应用来实现和利用。
尽管本发明各个实施例的具体特征可能在一些附图中示出而并未在其他附图中示出，但这仅是出于方便的考量。根据本发明的原理，附图中的任何特征可结合其他任何附图的任何特征来参考和/或提出权利要求。
本说明书使用了多个实例来公开本发明，包括最佳模式，同时还使得所属领域中的任何普通技术人员能够实践这些实施例，包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法。本发明的保护范围由权利要求书限定，并可包括所属领域的技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也应在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种部件，所述部件构造成用于冲击冷却，所述部件包括：
内壁，所述内壁限定多个孔，所述多个孔中的每个孔构造成从其中排出冷却流体；
与所述内壁隔开的外壁，其中所述外壁和所述内壁沿所述部件的纵向轴线延伸；以及
在所述内壁与所述外壁之间延伸的多个成角度壁，所述多个成角度壁限定与所述多个孔流体连通的多个成角度通道，其中所述多个成角度壁中的每个成角度壁以相对于所述纵向轴线的锐角延伸。
2.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，还包括至少一个供应室，所述至少一个供应室至少部分地由所述内壁限定，所述至少一个供应室构造成将所述冷却流体供应到所述多个孔。
3.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，还包括至少一个回收室，所述至少一个回收室至少部分地由所述内壁限定并且与所述多个成角度通道流体连通，所述至少一个回收室构造成限定所述冷却流体的回流通路。
4.根据权利要求3所述的部件，其特征在于，所述至少一个回收室沿所述纵向轴线延伸并且构造成沿第一方向引导所述冷却流体，所述多个成角度壁构造成至少部分地沿所述第一方向将所述冷却流体引入所述至少一个回收室中。
5.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，所述内壁还限定第一表面，并且所述外壁限定与所述第一表面相对的第二表面，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁从所述第一表面延伸到所述第二表面。
6.根据权利要求5所述的部件，其特征在于，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁与所述第一表面和所述第二表面垂直。
7.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，所述多个成角度壁中的所述每个成角度壁包括第一表面、第二表面以及限定在所述第一表面与所述第二表面之间的厚度。
8.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，所述多个成角度壁中的至少一个成角度壁包括弯曲部分。
9.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，所述多个成角度壁中的所述至少一个成角度壁是弯曲的，并且具有从所述外壁向所述内壁增大的曲率半径。
10.一种旋转机械，其包括：
燃烧器部分，所述燃烧器部分构造成产生燃烧气体；
涡轮部分，所述涡轮部分构造成从所述燃烧器部分接收所述燃烧气体并从其产生机械旋转能，其中所述燃烧气体通过所述旋转机械的通路限定热气通路；以及
所述热气通路附近的部件，所述部件包括：
内壁，所述内壁限定多个孔，所述多个孔中的每个孔构造成从其中排出冷却流体；
与所述内壁隔开的外壁，其中所述外壁和所述内壁沿所述部件的纵向轴线延伸；以及
在所述内壁与所述外壁之间延伸的多个成角度壁，所述多个成角度壁限定与所述多个孔流体连通的多个成角度通道，其中所述多个成角度壁中的每个成角度壁以相对于所述纵向轴线的锐角延伸。
CN201810004699.7A 2017-01-03 2018-01-03 用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械 Active CN108331617B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/397249 2017-01-03
US15/397,249 US10480327B2 (en) 2017-01-03 2017-01-03 Components having channels for impingement cooling

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108331617A true CN108331617A (zh) 2018-07-27
CN108331617B CN108331617B (zh) 2022-11-04

Family

ID=62568155

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810004699.7A Active CN108331617B (zh) 2017-01-03 2018-01-03 用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10480327B2 (zh)
JP (1) JP7077007B2 (zh)
CN (1) CN108331617B (zh)
DE (1) DE102017131318A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11566536B1 (en) * 2022-05-27 2023-01-31 General Electric Company Turbine HGP component with stress relieving cooling circuit

Citations (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10001109A1 (de) * 2000-01-13 2001-07-19 Alstom Power Schweiz Ag Baden Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
JP2001254604A (ja) * 2000-03-08 2001-09-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却静翼
CN1477292A (zh) * 2002-07-11 2004-02-25 �����ع�ҵ��ʽ���� 涡轮机叶片以及燃气涡轮机
CN1717534A (zh) * 2003-11-21 2006-01-04 三菱重工业株式会社 燃气涡轮发动机的冷却叶片
CN101126326A (zh) * 2007-07-13 2008-02-20 北京航空航天大学 涡轮叶片中部圆角过渡冲击加气膜组合冷却结构
CN101285403A (zh) * 2008-01-18 2008-10-15 北京航空航天大学 涡轮叶片微通道内部冷却系统的气流通道结构
US20090324385A1 (en) * 2007-02-15 2009-12-31 Siemens Power Generation, Inc. Airfoil for a gas turbine
CN101825002A (zh) * 2009-02-27 2010-09-08 通用电气公司 涡轮叶片冷却
CN102200056A (zh) * 2010-03-25 2011-09-28 通用电气公司 用于冷却系统的冲击结构
US20110236221A1 (en) * 2010-03-26 2011-09-29 Campbell Christian X Four-Wall Turbine Airfoil with Thermal Strain Control for Reduced Cycle Fatigue
CN102560481A (zh) * 2010-12-13 2012-07-11 通用电气公司 使用两层式结构涂层来制造构件的方法
CN202417612U (zh) * 2011-12-27 2012-09-05 中航商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮导向叶片
CH705185A1 (de) * 2011-06-29 2012-12-31 Alstom Technology Ltd Schaufel für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Herstellen einer solchen Schaufel.
CN102979583A (zh) * 2012-12-18 2013-03-20 上海交通大学 用于燃气轮机涡轮叶片的分离式柱肋冷却结构
CN103056604A (zh) * 2011-10-21 2013-04-24 通用电气公司 具有激光熔覆的部件以及制造方法
CN103277145A (zh) * 2013-06-09 2013-09-04 哈尔滨工业大学 一种燃气涡轮冷却叶片
US8608430B1 (en) * 2011-06-27 2013-12-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with near wall multiple impingement cooling
CN103857881A (zh) * 2011-09-30 2014-06-11 通用电气公司 用于冷却燃气涡轮机转子叶片的方法和装置
CN103975129A (zh) * 2011-12-15 2014-08-06 株式会社Ihi 冲击冷却机构、涡轮翼以及燃烧器
CN104204411A (zh) * 2012-03-22 2014-12-10 阿尔斯通技术有限公司 冷却的壁
CN104854311A (zh) * 2012-12-14 2015-08-19 西门子公司 结合有蜿蜒冷却回路和轴向顶端冷却回路的涡轮叶片
CN104907492A (zh) * 2015-05-07 2015-09-16 西安交通大学 一种面向双层壁空心涡轮叶片的制造方法
CA2892346A1 (en) * 2014-05-29 2015-11-29 Ronald Scott Bunker Angled impingement inserts with cooling features
CN205135723U (zh) * 2015-11-04 2016-04-06 中国科学院工程热物理研究所 一种劈缝出气式双层层板冷却结构
CN106801626A (zh) * 2015-10-12 2017-06-06 通用电气公司 具有冷却通道冷却剂排出气室的涡轮喷嘴
CN106988789A (zh) * 2015-12-11 2017-07-28 通用电气公司 具有膜冷却的发动机构件
CN110242357A (zh) * 2018-03-09 2019-09-17 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃气轮机的叶片

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5060472A (en) 1990-04-12 1991-10-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Insulated cooling liner
JP3415663B2 (ja) 1992-12-28 2003-06-09 アルストム 冷却面を衝撃式に冷却するための装置
US5363654A (en) 1993-05-10 1994-11-15 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
DE4443864A1 (de) 1994-12-09 1996-06-13 Abb Management Ag Gek}hltes Wandteil
FR2733582B1 (fr) 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
US6000908A (en) 1996-11-05 1999-12-14 General Electric Company Cooling for double-wall structures
US5827043A (en) 1997-06-27 1998-10-27 United Technologies Corporation Coolable airfoil
DE102007008319A1 (de) 2007-02-16 2008-08-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Prallluftkühlung für Gasturbinen
GB0909255D0 (en) 2009-06-01 2009-07-15 Rolls Royce Plc Cooling arrangements
GB201105790D0 (en) 2011-04-06 2011-05-18 Rolls Royce Plc A cooled double walled article
US8667682B2 (en) 2011-04-27 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine
DE102012212289A1 (de) 2012-07-13 2014-01-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine
US10001018B2 (en) 2013-10-25 2018-06-19 General Electric Company Hot gas path component with impingement and pedestal cooling
US10598382B2 (en) 2014-11-07 2020-03-24 United Technologies Corporation Impingement film-cooled floatwall with backside feature

Patent Citations (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10001109A1 (de) * 2000-01-13 2001-07-19 Alstom Power Schweiz Ag Baden Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
JP2001254604A (ja) * 2000-03-08 2001-09-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却静翼
CN1477292A (zh) * 2002-07-11 2004-02-25 �����ع�ҵ��ʽ���� 涡轮机叶片以及燃气涡轮机
CN1717534A (zh) * 2003-11-21 2006-01-04 三菱重工业株式会社 燃气涡轮发动机的冷却叶片
US20090324385A1 (en) * 2007-02-15 2009-12-31 Siemens Power Generation, Inc. Airfoil for a gas turbine
CN101126326A (zh) * 2007-07-13 2008-02-20 北京航空航天大学 涡轮叶片中部圆角过渡冲击加气膜组合冷却结构
CN101285403A (zh) * 2008-01-18 2008-10-15 北京航空航天大学 涡轮叶片微通道内部冷却系统的气流通道结构
CN101825002A (zh) * 2009-02-27 2010-09-08 通用电气公司 涡轮叶片冷却
CN102200056A (zh) * 2010-03-25 2011-09-28 通用电气公司 用于冷却系统的冲击结构
US20110236221A1 (en) * 2010-03-26 2011-09-29 Campbell Christian X Four-Wall Turbine Airfoil with Thermal Strain Control for Reduced Cycle Fatigue
CN102560481A (zh) * 2010-12-13 2012-07-11 通用电气公司 使用两层式结构涂层来制造构件的方法
US8608430B1 (en) * 2011-06-27 2013-12-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with near wall multiple impingement cooling
CH705185A1 (de) * 2011-06-29 2012-12-31 Alstom Technology Ltd Schaufel für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Herstellen einer solchen Schaufel.
CN103857881A (zh) * 2011-09-30 2014-06-11 通用电气公司 用于冷却燃气涡轮机转子叶片的方法和装置
CN103056604A (zh) * 2011-10-21 2013-04-24 通用电气公司 具有激光熔覆的部件以及制造方法
CN103975129A (zh) * 2011-12-15 2014-08-06 株式会社Ihi 冲击冷却机构、涡轮翼以及燃烧器
CN202417612U (zh) * 2011-12-27 2012-09-05 中航商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮导向叶片
CN104204411A (zh) * 2012-03-22 2014-12-10 阿尔斯通技术有限公司 冷却的壁
CN104854311A (zh) * 2012-12-14 2015-08-19 西门子公司 结合有蜿蜒冷却回路和轴向顶端冷却回路的涡轮叶片
CN102979583A (zh) * 2012-12-18 2013-03-20 上海交通大学 用于燃气轮机涡轮叶片的分离式柱肋冷却结构
CN103277145A (zh) * 2013-06-09 2013-09-04 哈尔滨工业大学 一种燃气涡轮冷却叶片
CA2892346A1 (en) * 2014-05-29 2015-11-29 Ronald Scott Bunker Angled impingement inserts with cooling features
CN104907492A (zh) * 2015-05-07 2015-09-16 西安交通大学 一种面向双层壁空心涡轮叶片的制造方法
CN106801626A (zh) * 2015-10-12 2017-06-06 通用电气公司 具有冷却通道冷却剂排出气室的涡轮喷嘴
CN205135723U (zh) * 2015-11-04 2016-04-06 中国科学院工程热物理研究所 一种劈缝出气式双层层板冷却结构
CN106988789A (zh) * 2015-12-11 2017-07-28 通用电气公司 具有膜冷却的发动机构件
CN110242357A (zh) * 2018-03-09 2019-09-17 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 燃气轮机的叶片

Also Published As

Publication number Publication date
US20180187552A1 (en) 2018-07-05
JP7077007B2 (ja) 2022-05-30
DE102017131318A1 (de) 2018-07-05
CN108331617B (zh) 2022-11-04
US10480327B2 (en) 2019-11-19
JP2018135877A (ja) 2018-08-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2961946B1 (en) Method and apparatus for selectively collecting pre-diffuser airflow
CA2549944C (en) Cooled turbine vane platform
US9464538B2 (en) Shroud block segment for a gas turbine
US8353669B2 (en) Turbine vane platform leading edge cooling holes
US10480322B2 (en) Turbine engine with annular cavity
EP3214271B1 (en) Rotor blade trailing edge cooling
US20180320530A1 (en) Airfoil with tip rail cooling
CA2540906A1 (en) Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
US10605170B2 (en) Engine component with film cooling
US10577943B2 (en) Turbine engine airfoil insert
JP7463051B2 (ja) ターボ機械のブレードの冷却構造および関連する方法
US20200024951A1 (en) Component for a turbine engine with a cooling hole
EP2912276B1 (en) Film cooling channel array
JP2014009937A (ja) ガスタービン用移行ダクト
EP3203024B1 (en) Rotor blade and corresponding gas turbine
EP3084184B1 (en) Blade outer air seal cooling passage
US20190153872A1 (en) Turbine engine with component having a cooled tip
CN108331617A (zh) 用于冲击冷却的部件及包括所述部件的旋转机械
WO2018034790A1 (en) Engine component with porous holes
EP3409901B1 (en) Clearance control arrangement and corresponding gas turbine engine
JP2017075598A (ja) 冷却流路冷却材排出プレナムを有するタービンノズル
US20180230812A1 (en) Film hole arrangement for a turbine engine
EP2771554B1 (en) Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine
JP2016053361A (ja) タービンバケット

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: 20240102

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.