CN108691573B - 用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法 - Google Patents

用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108691573B
CN108691573B CN201810310269.8A CN201810310269A CN108691573B CN 108691573 B CN108691573 B CN 108691573B CN 201810310269 A CN201810310269 A CN 201810310269A CN 108691573 B CN108691573 B CN 108691573B
Authority
CN
China
Prior art keywords
trailing edge
core
channel
airfoil
core bond
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
CN201810310269.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108691573A (zh
Inventor
K.D.加利尔
C.C.罗威
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
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 CN108691573A publication Critical patent/CN108691573A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108691573B publication Critical patent/CN108691573B/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
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/32—Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
    • 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
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F05D2230/211—Manufacture essentially without removing material by casting by precision casting, e.g. microfusing or investment casting
    • 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
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明提供了用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法，所述发动机的部件形成具有外壁，所述外壁形成内部。所述内部可以分成两个或更多个流动路径或流动通道。可通过铸造形成所述两个流动路径，在铸造过程中使一个或多个核心连结件连接所述流动路径。在铸造过程中可由核心连结件的残余形成一个或多个核心连结孔，以便将两个或更多个流动路径或流动通道流体联接。

Description

用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法
关于联邦资助研发的声明
本发明根据美国政府授予的合同号FA8650-09-D-2922在政府的支持下进行。美国政府拥有本发明的某些权利。
背景技术
涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作以最大化发动机效率，所以某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，通过将较冷的空气从高和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件来实现冷却。高压涡轮中的温度大约为1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气大约为500℃到700℃。尽管压缩机空气的温度很高，但相对于涡轮空气较冷，可以用来冷却涡轮。
现代的涡轮叶片通常包括用于传送冷却空气通过叶片以冷却叶片的不同部分的一个或多个内部冷却回路，并且可以包括用于冷却叶片的不同部分(例如叶片的前缘、后缘和尖端)的专用冷却回路。
发明内容
在一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的叶片，所述叶片包括外壁，所述外壁界定内部，并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间径向地延伸以限定展向方向。后缘气室提供于所述内部中，并至少部分地在展向方向上延伸，并且包括延伸到所述后缘气室的出口的尖端转弯。后缘冷却通道提供于所述内部中，径向地在所述尖端转弯内并与所述后缘相邻。多个后缘排出孔包括在所述后缘冷却通道处的入口和在所述后缘处的出口。至少一个核心连结孔将所述尖端转弯与所述后缘通道在尖端标记(tip flag)处流体联接。
在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的部件，所述部件包括界定内部的外壁。第一通道提供于所述内部中，并至少部分地在第一方向上延伸，并且第二通道提供于所述内部中，由内壁与所述第一冷却通道隔开，并至少部分地在第二方向上延伸。至少一个核心连结孔将所述第一通道与所述第二通道流体联接，并具有入口和出口，在入口和出口之间限定通路。
在又一方面，本公开涉及一种使流体流动通过用于涡轮发动机的发动机部件的方法，所述方法包括使大量空气通过核心连结孔从第一通道传送至第二通道。
具体地，本申请技术方案1涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部，并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间径向地延伸以限定展向方向；后缘气室，所述后缘气室提供于所述内部中，并至少部分地在所述展向方向上延伸并具有尖端转弯；后缘冷却通道，所述后缘冷却通道提供于所述内部中，径向地在所述尖端转弯内并与所述后缘相邻；具有入口和出口的多个后缘排出孔，所述入口在所述后缘冷却通道处，所述出口在所述后缘处；以及至少一个核心连结孔，所述至少一个核心连结孔将所述尖端转弯与所述后缘冷却通道流体联接。
本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔包括多个核心连结孔。
本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔中的至少一个是非直线的。
本申请技术方案4涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔被取向在不同方向上。
本申请技术方案5涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔具有限定每个核心连结孔的不同的大直径的不同的轮廓，在朝向所述后缘的方向上以大直径逐渐减小地布置所述多个核心连结孔。
本申请技术方案6涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔具有不同的横截面面积。
本申请技术方案7涉及根据技术方案6所述的翼型件，其中，在朝向所述后缘的方向上基于逐渐减小的横截面面积布置所述多个核心连结孔。
本申请技术方案8涉及根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔包括入口、出口以及连接所述入口和所述出口的通路。
本申请技术方案9涉及根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔的所述入口提供于所述后缘气室的所述尖端转弯处。
本申请技术方案10涉及根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述通路具有为圆形、椭圆或跑道形之一的轮廓。
本申请技术方案11涉及根据技术方案1所述的翼型件，其中，以相对于与所述后缘气室或所述后缘冷却通道的表面垂直的轴线的角提供所述至少一个核心连结孔。
本申请技术方案12涉及根据技术方案9所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔的所述角限定通过至少一个核心连结孔的流动方向。
本申请技术方案13涉及一种用于涡轮发动机的部件，所述部件包括：界定内部的外壁；第一通道，所述第一通道提供于所述内部中并至少部分地在第一方向上延伸；第二通道，所述第二通道提供于所述内部中，由内壁与所述第一通道隔开，并至少部分地在第二方向上延伸；以及至少一个核心连结孔，所述至少一个核心连结孔提供于所述内壁中，将所述第一通道与所述第二通道流体联接。
本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的部件，其中，所述核心连结孔包括入口、出口以及连接所述入口和所述出口的通路。
本申请技术方案15涉及根据技术方案14所述的部件，其中，所述通路是非直线的。
本申请技术方案16涉及根据技术方案15所述的部件，其中，邻近所述入口的所述通路形成角度以容纳来自所述第一通道的流体流，并且邻近所述出口的所述通路形成角度以沿着与所述第二通道对准的流体流的方向排放。
本申请技术方案17涉及根据技术方案13所述的部件，其中，所述第一方向基本上平行于所述第二方向，并且所述至少一个核心连结孔是直线的。
本申请技术方案18涉及一种使流体流动通过用于涡轮发动机的发动机部件的方法，所述方法包括：使大量空气通过核心连结孔从第一通道传送至第二通道。
本申请技术方案19涉及根据技术方案18所述的方法，其中，所述第一通道是后缘气室，并且所述第二通道是后缘冷却通道。
本申请技术方案20涉及根据技术方案19所述的方法，其中，从所述后缘气室中的尖端转弯提供所述大量空气的通过。
本申请技术方案21涉及根据技术方案20所述的方法，其中，所述核心连结孔形成角度以确定流动方向。
本申请技术方案22涉及根据技术方案18所述的方法，其中，所述核心连结孔提供从所述第一通道内径向地排放粒子状物质。
本申请技术方案23涉及根据技术方案22所述的方法，其中，所述核心连结孔提供于所述第一通道的径向外端的径向朝内的表面处。
本申请技术方案24涉及根据技术方案23所述的方法，其中，所述第一通道是后缘冷却通道。
附图说明
在图式中：
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是图1发动机的叶片形式的翼型件的透视图。
图3是沿图2翼型件的III-III线的横截面，说明在翼型件内限定冷却回路的冷却通路。
图4是图3翼型件的示意性正视图，侧壁的一部分被去掉以说明冷却回路的几何形状。
图5是图4正视图的尖端标记部分的放大视图，说明核心连结孔。
图6是用于形成图5的尖端标记部分的核心的视图。
图7是具有在相反方向形成角度的核心连结孔的替代性尖端标记部分的视图。
图8是流动路径在相反方向的相邻冷却通路之间的弧形核心连结孔的剖视图。
图9是流动路径在相同方向的相邻冷却通路之间的直形核心连结孔的剖视图。
具体实施方式
本文所描述的本公开的各方面涉及形成于用于涡轮发动机的发动机部件中的核心连结孔。出于说明的目的，将关于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮和提供于燃气涡轮发动机中的翼型件来描述本公开。然而，应当理解，本说明书所描述的本公开的方面不限于此，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用中具有一般适用性，非飞行器应用为例如其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用。
如本文所使用，术语“前向”或“上游”指代在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”指代朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本文所使用，术语“径向”或“径向地”指代在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的定向(dimension)。
所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地关于位置、取向或本说明书所述本公开的方面的用途并不产生限制。除非另外指示，否则连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性图式仅仅是出于说明的目的，且本发明的图式中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可以发生变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44由核心壳体46包围，所述核心壳体46可与风扇壳体40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP线轴或轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在较大直径环状HP线轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP线轴或轴50以传动方式将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且联接到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以从叶片平台到叶片尖端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片56、58。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到圆盘61，所述圆盘安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心壳体46。
HP涡轮机34和LP涡轮机36分别包括多个涡轮机级64、66，其中一组涡轮机叶片68、70相对于对应一组静态涡轮机轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环提供，且可从叶片平台向叶片尖端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮机的级的叶片68、70可以安装到圆盘71，所述圆盘安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应一个，其中每一级具有专用圆盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心壳体46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮机区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，从风扇区段18排出的空气流被分裂以使得空气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机26进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终通过排气区段38从发动机10排放出去。LP涡轮36的驱动驱动了LP线轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压空气流76的一部分可以作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可以从加压空气流76汲取并且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增加。因此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行、且更具体地说出口导叶组件80从发动机组件10排出，所述出口导叶组件在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一行圆周径向延伸的翼型导叶82以对空气流78施加一些方向性控制。
由风扇20供应的空气中的一些可以绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用以对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2说明形式为涡轮叶片68之一的包括燕尾榫90和翼型件92的发动机部件。翼型件92包括尖端94和根部96，在尖端94和根部96之间限定展向方向。翼型件92在根部96的平台98处安装到燕尾榫90。平台98有助于径向地容纳由叶片68驱动的涡轮发动机主流气流。燕尾榫90可以构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘。燕尾榫90还包括至少一个入口通路100，显示为三个入口通路100，每个入口通路延伸穿过燕尾榫90以在通路出口102处提供与翼型件92的内部流体连通。应当理解，燕尾榫90以横截面示出，使得入口通路100被容纳在燕尾榫90的主体内。冷却流体流C可以通过入口通路100提供至翼型件92。
图3示出沿图2的III-III截面截取的翼型件92的横截面，包括具有凹形压力侧壁110和凸形吸力侧壁112的外壁108，所述凹形压力侧壁110和凸形吸力侧壁112接合在一起限定具有前缘114和后缘116的翼型件形状，在前缘114和后缘116之间限定弦向方向。叶片68在使压力侧壁110跟随吸力侧壁112的方向上旋转。因此，如图3中所示，翼型件92会朝着页面的顶部向上旋转。
内部118由外壁108限定。一个或多个肋120可以将内部118划分到多个冷却通道122中。冷却通道122可以流体联接到形成于翼型件92内的一个或多个其它冷却通道或特征，以限定一个或多个冷却回路124。图2所示的示范性翼型件92包括前缘冷却通道126，其可以最靠近前缘114定位。在替代性实例中，前缘冷却通道126可延伸到邻近前缘114，如虚线图示。中间冷却回路128可以由相互流体联接的第一冷却通道130、第二冷却通道132和第三冷却通道134限定。后缘冷却回路136可以包括后缘气室138，后缘气室138具有将后缘气室138流体141联接到后缘冷却通道144的多个开口140。形成销钉组142的一组销钉141可以提供于后缘冷却通道144中。在一个实例中，开口140可能触碰销钉141。一个或多个后缘排出孔146可以将后缘冷却回路136在后缘116处流体联接到翼型件92的外部。后缘排出孔146可以具有在后缘冷却通道144处的入口和在后缘116处的出口。应当认识到，如所示的前缘冷却通道126、中间冷却回路128和后缘冷却回路136是示范性的。翼型件92的内部118可以以种种不同方式组织，并且可以包括在展向方向延伸的单通道，或者可以是复杂的冷却回路，具有多个特征，在非限制性实例中例如通路、通道、入口、出口、销钉组、回路、子回路、膜孔、气室、网孔、湍流器或其它。
来看图4，外壁108的一部分被去掉以更好地说明延伸通过内部118的冷却回路124。前缘冷却通道126由一个入口通路100供给，并且可以在尖端通道150处通过第一尖端出口152排出。中间冷却回路128形成蛇形路径，将第一冷却通道130、第二冷却通道132和第三冷却通道134流体联接。中间冷却回路128通过第二尖端出口154排放到尖端通道150。
后缘气室138在基本上展向方向上朝尖端94延伸，端接于尖端转弯156，在尖端标记158处排出。基本上展向可以是在径向方向，或者从径向方向相对于发动机中心线部分偏斜。排出元件160可以提供于尖端标记158处，以加速流体在尖端标记158处排出。后缘冷却通道144可以基本上平行于后缘气室144。基本上平行可以包括后缘气室138和后缘冷却通道144的通路中心线，其可以偏斜小角度，在一个非限制性实例中例如小于十度。尖端转弯156可限定后缘冷却通道144的宽度，使后缘冷却通道144上方的展向宽度转弯。转弯壁162可将后缘气室138和后缘冷却通道144在尖端转弯156处分开。
一个或多个核心连结孔170(显示为三个核心连结孔170)可以提供于转弯壁162中，将后缘气室138的尖端转弯156与后缘冷却通道144流体联接。核心连结孔170可相对于弦向方向定位在销钉组142的前部或后部。核心连结孔170可以是铸造翼型件92的残余，并且可以在铸造过程中形成。
来看图5，核心连结孔170可以包括在尖端转弯156处的入口172和在后缘冷却通道144处的出口174，在入口172和出口174之间限定通路176。通路176可以是直的，以限定通过核心连结孔170的直线通路轴线178。核心连结孔170可以以角180安置在转弯壁162内。在通路轴线178和正交轴线182之间可限定角180，所述正交轴线182垂直于在入口172处的转弯壁162的表面从转弯壁162延伸。例如，角180可以在20度和70度之间，而且，可以基于预期的流速、压力差或流动方向确定角180。在替代性实例中，例如图7所示，核心连结孔170可以在相反方向形成角度。同样，应当认识到，取决于核心连结孔170的具体取向，角180可以在+/-70度之间。
尽管将核心连结孔170图示为直线的，但可预见在非限制性实例中，核心连结孔170可以是直线的、非直线的、分段的、弧形的、单一的或者其任何组合。在非直线的核心连结孔的情况下，邻近入口172或出口174的通路的局部中心线可用来确定核心连结孔170的角180。而且，核心连结孔170沿着通路176的长度可具有不变的横截面形状或面积，或者可具有可变的横截面形状、面积或者两者。还有，在多个核心连结孔170的情况下，每个个别的核心连结孔170可以与其它核心连结孔170不同。例如，最前面的核心连结孔170或者最靠近前缘的核心连结孔170可具有比另两个核心连结孔170更大的横截面面积。所述核心连结孔170可具有细长的跑道形的横截面轮廓，而在向后延伸的弦向布置中的第二和第三核心连结孔170可具有椭圆和圆形的横截面形状，在朝向后缘的方向上横截面面积逐渐缩小或减少。可变的横截面形状和大小可以用来局部地特别定制流速、体积或压力。在另一实例中，核心连结孔170可以具有限定大直径为最大横截面直径的横截面直径轮廓。可以在朝后缘的方向上以大直径逐渐减小地设置核心连结孔170。在三个核心连结孔170的情况下，离后缘最远的核心连结孔170可具有跑道形轮廓，中间核心连结孔170可具有椭圆轮廓，最靠近后缘的核心连结孔170可具有圆形轮廓。
操作中，冷却空气流可供应至后缘气室138作为气室流184。气室流184的一部分可通过开口140到达后缘冷却通道144，作为通道流186。当通道流186朝尖端94径向向外运动时，后缘冷却通道144内的压力可能降低，原因是大部分的通道流186通过后缘排出孔146排出。此压力降可能导致沿着后缘排出孔146的不平衡的流体排出，这可能导致后缘冷却通道144的径向外端处的损失或停滞。
流188可通过核心连结孔170从尖端转弯156到达后缘冷却通道144。流188可用来提高径向外后缘排出孔146处的流动，优化后缘气室138和后缘冷却通道144内的流速。角180可被修改以提供流188的方向性，被修改以控制通过核心连结孔170的流的矢量，或者最小化在后缘冷却通道144的径向外部分处的特定停滞区域。例如，核心连结孔170形成角度以接纳气室流184。如果核心连结孔170在相反方向形成角度，则气室流184需要使自身转向，以便进入通路176。因此，角180可用来确定通过核心连结孔170的流的方向。还应当认识到，可以基于后缘气室138和后缘冷却通道144之间的预期压力差，选择性安排核心连结孔170的取向，使得具有相对于这些压力差的适当的流动方向。
可以使用核心铸造过程形成本文所描述的翼型件92。参照图6，核心200可用来以单个、单件式铸造元件形成翼型件92。在铸造过程中，可以形成具有实心部分202和空心部分204的核心200，实心部分202由剖面线表示，其形成翼型件92的冷却通道122或冷却回路124的部分，空心部分204可用来形成翼型件92的实心元件，例如肋120或外壁108。尽管用不同的剖面线标识各实心部分，但应当理解核心200可以是单个单件式核心，不同的线用来说明核心200的不同部分。
具有转弯208的第一实心部分206可以用来形成后缘气室138，并且具有径向端表面212的第二实心部分210可以用来形成后缘冷却通道144。在转弯208处的第一实心部分204和第二部分210的径向端表面212之间延伸的核心200中，可以形成一个或多个核心连结件214。在翼型件92的铸造过程中，核心连结件214形成核心连结孔170。可以用流体材料(例如液态金属)填充空心部分204，以形成翼型件92。在填充之后，流体材料固化。在固化之后，可以在铸造过程中，从铸造的翼型件92上去掉核心200的实心部分202(例如在一个非限制性实例中通过浸出)，留下剩余的翼型件92，其具有核心连结件214残余的核心连结孔170。
在铸造过程中使用的核心连结件214可为核心200和产生的翼型件92提供改进的强度和结构完整性。使用的核心连结件214可提供更高的产品产量。类似地，核心连结件214产生的核心连结孔170可以提供对供应腔流速的优化，特别是在后缘气室138和后缘冷却通道144处，还改善了径向外后缘排出孔146处的流动。核心连结件214产生的核心连结孔170在翼型件中的常规钻孔很困难或不可能之处提供改进的气流。可以在铸造过程中至少部分地形成翼型件92的结构，或者可以在成型之后进一步形成，例如对针对特定需求定制的铸造翼型件92的各部分钻孔或修改，以用于有目的地实现翼型件92。
现在参照图7，另一示范性翼型件192包括三个核心连结孔270。翼型件192可以基本上与图2-5的翼型件192相似。因此，增加数值100的相似的数字将用来描述相似的元件，讨论将局限于两者之间的不同。在图7中，核心连结孔270布置成具有在后缘冷却通道244中提供的入口272，在后缘气室238的尖端转弯256上提供的出口274，入口272布置在出口274的前向。通路276在入口272和出口274之间延伸。核心连结流288可以通过通路276从后缘冷却通道244到达后缘气室238中的尖端转弯256。
核心连结孔270的取向可用来确定流动矢量或流动方向，而且可以基于后缘气室238和后缘冷却通道244中的预期压力差确定核心连结孔270的取向。如所示的，流动方向可以在与气室流284和通道流286基本上相同的方向上从后缘冷却通道244到尖端转弯256，这能够降低损失以及最小化在后缘冷却通道244的径向外端内的流动停滞。
而且，核心连结孔270的取向能够最小化限定径向朝内的表面290的后缘冷却通道244的径向外端292处的集尘。操作中，由翼型件192(作为示范性的旋转叶片)的旋转产生的离心力可能引起粒子状物质在后缘冷却通道244的径向外端292的朝内的表面290处的聚集。位于后缘冷却通道244的径向外端处的核心连结孔270以核心连结流288提供排出流，以使粒子状物质通过核心连结孔270喷出，降低粒子状物质在后缘冷却通道244内在径向外端292处的聚集。
参照图8，核心连结孔300可提供于铸造发动机部件302中。此类发动机部件的非详尽列表可以包括叶片、轮叶、翼型件、护罩或喷嘴，但是预料到具有相邻流动路径并且能够通过铸造形成的任何部件。发动机部件302可以具有分别限定第一流动方向308和第二流动方向310的第一流动通道304和第二流动通道306。内壁305将第一流动通道304和第二流动通道306分开。第一流动方向308可以在与第二流动方向310相对的方向上流动。核心连结孔300可以提供于内壁305中并且可以包括入口312和出口314，在入口312和出口314之间限定通路316。核心连结孔300可以是在发动机部件302的铸造过程中核心连结件的残余。核心连结孔300可以是弧形的或者弓形的，使得入口312形成入口流动路径318，并且出口314形成出口流动路径320，两者都与其相应的流动方向308、310对准。核心连结孔300的曲率可以修改，使得对准入口流动路径318以接纳沿着第一流动方向308来自第一流动通道304的流体的一部分，对准出口流动路径320以沿着第二流动通道306从与第二流动方向310对准的核心连结孔300排放流体。
在一个非限制性实例中，第一流动路径和第二流动路径可以由图4的第一冷却通道130、第二冷却通道132或第三冷却通道134限定。核心连结孔170能够改进流动方向性，维持沿着全部冷却回路的压力，或者最小化沿着通道的各部分的停滞。
核心连结孔300能够提供相邻流动通路之间的流体流。在发动机部件302的铸造过程中，核心连结件可用来提高核心的结构完整性并提高产量，而残余核心连结孔300可用来提供在发动机部件302内的流动。核心连结件可被定位以在发动机部件302内的特定位置处形成核心连结孔300。在特定位置处通过核心连结孔300的流能够提高流速，最小化流动停滞或者改善内部部件冷却。而且，核心连结孔300可用来使较冷的流体流传送到相对于冷流体具有较热流体的区域中。传送较冷的流体为引入较冷流体的下游通路中的流体的温度提供净温度降低。还有，核心连结孔300可用来改变下游通路中的压力。
参照图9，另一示范性发动机部件402包括核心连结孔400。图9的发动机部件402可以基本上与图8的发动机部件相似。因此，增加数值100的相似的数字将用来描述相似的元件，讨论将局限于两者之间的不同。发动机部件402具有限定第一流动方向408的第一流动通道404，所述第一流动方向408与限定第二流动方向410的第二流动通道406平行或与其为基本上相同的方向。内壁405可将第一流动通道404和第二流动通道406分开。核心连结孔400可提供于内壁405中并且可以是直线的，入口412和出口414限定具有直的核心连结流动路径422的通路416。入口412可位于出口414的上游，以便在与第一流动方向408和第二流动方向410对准的方向上传送核心连结流动路径422。
在一个非限制性实例中，第一流动通道404和第二流动通道406可以分别是图4的第一冷却通道130和前缘冷却通道126。核心连结孔400可用来使相邻的流动路径之间的压力相等或者最小化流动停滞。
核心连结孔400能够提供相邻流动通路之间的流体流。在发动机部件402的铸造过程中，核心连结件可用来提高核心的结构完整性并提高产量，而残余核心连结孔400可用来提供在发动机部件402内的流动。核心连结件可被定位以在发动机部件402内的特定位置处形成核心连结孔400。在特定位置处通过核心连结孔400的流能够提高流速，最小化流动停滞或者改善内部部件冷却。而且，核心连结孔400可用来使较冷的流体流传送到相对于冷流体具有较热流体的区域中。传送较冷的流体为引入较冷流体的下游通路中的流体的温度提供净温度降低(net temperature decrease)。还有，核心连结孔400可用来改变下游通路中的压力。
一种铸造用于涡轮发动机的叶片的方法，所述方法可以包括：形成具有第一部分和第二部分的叶片核心，所述第一部分和第二部分由至少一个核心连结件相互联接；铸造所述叶片以具有由第一部分形成的第一冷却通路和由第二部分形成的第二冷却通路，由所述至少一个核心连结件形成的至少一个核心连结孔将第一冷却通路与第二冷却通路流体联接。
例如，第二冷却通路可以是本文中描述的后缘冷却通路144。第一冷却通路可以是与后缘冷却通路144相邻的通路，例如后缘气室138。此外，所述方法可以包括在第一部分的尖端转弯处定位至少一个核心连结件。相邻的通路可以形成尖端转弯，例如后缘气室138的尖端转弯156。这可以形成所述核心的第一部分中的尖端转弯。
所述方法还可以包括从铸造叶片上去除所述核心。这种去除可以包括例如浸出核心。此外，所述方法还可以包括用至少一个核心连结件稳定所述核心。
还有，所述方法可以包括使大量空气通过核心连结孔，这最小化第一通道内的灰尘积累。如本文中描述的，尽管描述的具有灰尘积累，但应当理解，灰尘积累可以是进入发动机可能卡在核心连结孔中的任何粒子状物质的积累。在非限制性实例中，这种粒子状物质可以包括灰尘、沙或火山灰。
核心连结孔可以提供于第一通道的径向外端的径向朝内的表面处。例如，核心连结孔可以是图7的核心连结孔270，其提供于所述通道的径向外端292的径向朝内的表面290上。而且，第一通道可以是后缘冷却通道，例如图7的后缘冷却通道244。类似地，第二冷却通道可以是后缘气室或其尖端转弯，例如图7的后缘气室238或尖端转弯256。
本文所描述的核心连结件和核心连结件残余的核心连结孔的各方面可以在铸造操作过程中为核心提供改进的强度和结构完整性。这些改进可以提高产品产量。另外，核心连结件残余的核心连结孔可用来调整产生的发动机部件内的冷却流和压力，以提高流速或改善部件冷却。
应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气和涡轮发动机。
本书面描述使用示例来描述本说明书所述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本公开的方面的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (23)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
外壁，所述外壁界定内部，并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间径向地延伸以限定展向方向；
后缘气室，所述后缘气室提供于所述内部内，至少部分地在所述展向方向上延伸并具有尖端转弯；
后缘冷却通道，所述后缘冷却通道提供于所述内部内，径向地在所述尖端转弯内并与所述后缘相邻；
转弯壁，所述转弯壁在所述尖端转弯处沿所述弦向方向延伸；
具有入口和出口的多个后缘排出孔，所述入口在所述后缘冷却通道处，所述出口在所述后缘处；以及
设在所述转弯壁中的至少一个核心连结孔，所述至少一个核心连结孔将所述尖端转弯与所述后缘冷却通道流体联接。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔包括多个核心连结孔。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔中的至少一个是非直线的。
4.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔被取向在不同方向上。
5.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔具有限定每个核心连结孔的不同的主直径的不同的轮廓，其中在朝向所述后缘的方向上以减小的主直径布置所述多个核心连结孔。
6.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔具有不同的横截面面积。
7.根据权利要求6所述的翼型件，其中，在朝向所述后缘的方向上基于减小的横截面面积布置所述多个核心连结孔。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔包括入口、出口以及连接所述入口和所述出口的通路。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔的所述入口提供于所述后缘气室的所述尖端转弯处。
10.根据权利要求8所述的翼型件，其中，所述通路具有为圆形、椭圆或跑道形之一的轮廓。
11.根据权利要求1所述的翼型件，其中，以相对于与所述后缘气室或所述后缘冷却通道的表面垂直的轴线的角提供所述至少一个核心连结孔。
12.根据权利要求11所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔的所述角限定通过至少一个核心连结孔的流动方向。
13.一种用于涡轮发动机的部件，所述部件包括：
界定内部的外壁；
第一通道，所述第一通道提供于所述内部中，至少部分地在第一方向上延伸，且在尖端转弯处转弯以沿轴向方向延伸；
第二通道，所述第二通道提供于所述内部中，由内壁与所述第一通道隔开，并至少部分地在第二方向上延伸；
转弯壁，所述转弯壁在所述尖端转弯处沿所述轴向方向延伸；以及
至少一个核心连结孔，所述至少一个核心连结孔提供于所述转弯壁中，将所述第一通道与所述第二通道流体联接。
14.根据权利要求13所述的部件，其中，所述核心连结孔包括入口、出口以及连接所述入口和所述出口的通路。
15.根据权利要求14所述的部件，其中，所述通路是非直线的。
16.根据权利要求15所述的部件，其中，邻近所述入口的所述通路形成角度以容纳来自所述第一通道的流体流，并且邻近所述出口的所述通路形成角度以沿着与所述第二通道对准的流体流的方向排放。
17.根据权利要求13所述的部件，其中，所述第一方向基本上平行于所述第二方向，并且所述至少一个核心连结孔是直线的。
18.一种使流体流动通过用于涡轮发动机的发动机部件的方法，所述方法包括：
使大量空气通过设在转弯壁中的核心连结孔从第一通道传送至第二通道，
其中，从所述第一通道中的尖端转弯提供所述大量空气的通过，且所述转弯壁在所述尖端转弯处延伸。
19.根据权利要求18所述的方法，其中，所述第一通道是后缘气室，并且所述第二通道是后缘冷却通道。
20.根据权利要求18所述的方法，其中，所述核心连结孔形成角度以确定流动方向。
21.根据权利要求18所述的方法，其中，所述核心连结孔提供从所述第一通道内径向地排放粒子状物质。
22.根据权利要求21所述的方法，其中，所述核心连结孔提供于所述第一通道的径向外端的径向朝内的表面处。
23.根据权利要求22所述的方法，其中，所述第一通道是后缘冷却通道。
CN201810310269.8A 2017-04-03 2018-04-03 用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法 Active CN108691573B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/477335 2017-04-03
US15/477,335 US11021967B2 (en) 2017-04-03 2017-04-03 Turbine engine component with a core tie hole

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108691573A CN108691573A (zh) 2018-10-23
CN108691573B true CN108691573B (zh) 2021-09-21

Family

ID=63672298

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810310269.8A Active CN108691573B (zh) 2017-04-03 2018-04-03 用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11021967B2 (zh)
CN (1) CN108691573B (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10443398B2 (en) * 2015-10-15 2019-10-15 General Electric Company Turbine blade
US11021968B2 (en) * 2018-11-19 2021-06-01 General Electric Company Reduced cross flow linking cavities and method of casting
US10981217B2 (en) * 2018-11-19 2021-04-20 General Electric Company Leachable casting core and method of manufacture
US10914178B2 (en) * 2019-03-12 2021-02-09 Raytheon Technologies Corporation Airfoils having tapered tip flag cavity and cores for forming the same
JP6666500B1 (ja) * 2019-03-29 2020-03-13 三菱重工業株式会社 高温部品及び高温部品の製造方法
US11492913B2 (en) * 2020-07-21 2022-11-08 General Electric Company Cooling hole inspection system
US11542822B1 (en) * 2021-07-19 2023-01-03 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Turbine blade with blade tip ejector
US11725526B1 (en) 2022-03-08 2023-08-15 General Electric Company Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet
US11753965B1 (en) * 2022-04-28 2023-09-12 General Electric Company Variable bleed valves with inner wall controlled-flow circuits
US11572803B1 (en) * 2022-08-01 2023-02-07 General Electric Company Turbine airfoil with leading edge cooling passage(s) coupled via plenum to film cooling holes, and related method
EP4331745A1 (en) * 2022-08-30 2024-03-06 General Electric Company Casting core for a cast engine component

Family Cites Families (78)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4775296A (en) * 1981-12-28 1988-10-04 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS62228603A (ja) * 1986-03-31 1987-10-07 Toshiba Corp ガスタ−ビンの翼
US5403159A (en) * 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
US5403157A (en) * 1993-12-08 1995-04-04 United Technologies Corporation Heat exchange means for obtaining temperature gradient balance
JP3137527B2 (ja) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼チップ冷却装置
JPH10280904A (ja) * 1997-04-01 1998-10-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却動翼
US5902093A (en) * 1997-08-22 1999-05-11 General Electric Company Crack arresting rotor blade
US6220817B1 (en) * 1997-11-17 2001-04-24 General Electric Company AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
US6139269A (en) * 1997-12-17 2000-10-31 United Technologies Corporation Turbine blade with multi-pass cooling and cooling air addition
US6340047B1 (en) * 1999-03-22 2002-01-22 General Electric Company Core tied cast airfoil
DE19921644B4 (de) * 1999-05-10 2012-01-05 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
US6164914A (en) * 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
CA2334071C (en) * 2000-02-23 2005-05-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade
GB0025012D0 (en) * 2000-10-12 2000-11-29 Rolls Royce Plc Cooling of gas turbine engine aerofoils
US6634858B2 (en) 2001-06-11 2003-10-21 Alstom (Switzerland) Ltd Gas turbine airfoil
US6595748B2 (en) * 2001-08-02 2003-07-22 General Electric Company Trichannel airfoil leading edge cooling
US6932573B2 (en) * 2003-04-30 2005-08-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade having a vortex forming cooling system for a trailing edge
US7104757B2 (en) * 2003-07-29 2006-09-12 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade
US6896487B2 (en) 2003-08-08 2005-05-24 United Technologies Corporation Microcircuit airfoil mainbody
US20050265839A1 (en) * 2004-05-27 2005-12-01 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7195448B2 (en) * 2004-05-27 2007-03-27 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7118325B2 (en) * 2004-06-14 2006-10-10 United Technologies Corporation Cooling passageway turn
US7118337B2 (en) * 2004-06-17 2006-10-10 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine airfoil trailing edge corner
US7137780B2 (en) * 2004-06-17 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Internal cooling system for a turbine blade
US7198468B2 (en) * 2004-07-15 2007-04-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled turbine blade
US7156619B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7575414B2 (en) 2005-04-01 2009-08-18 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
US7837440B2 (en) * 2005-06-16 2010-11-23 General Electric Company Turbine bucket tip cap
US7452186B2 (en) * 2005-08-16 2008-11-18 United Technologies Corporation Turbine blade including revised trailing edge cooling
GB0524735D0 (en) * 2005-12-03 2006-01-11 Rolls Royce Plc Turbine blade
US7431562B2 (en) * 2005-12-21 2008-10-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
EP1895096A1 (de) * 2006-09-04 2008-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Gekühlte Turbinenlaufschaufel
US7597540B1 (en) * 2006-10-06 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling holes
US8591189B2 (en) * 2006-11-20 2013-11-26 General Electric Company Bifeed serpentine cooled blade
US20090003987A1 (en) * 2006-12-21 2009-01-01 Jack Raul Zausner Airfoil with improved cooling slot arrangement
US7704046B1 (en) * 2007-05-24 2010-04-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit
FR2919897B1 (fr) * 2007-08-08 2014-08-22 Snecma Secteur de distributeur de turbine
GB0800361D0 (en) * 2008-01-10 2008-02-20 Rolls Royce Plc Blade cooling
US8210814B2 (en) * 2008-06-18 2012-07-03 General Electric Company Crossflow turbine airfoil
US8083486B1 (en) * 2009-05-15 2011-12-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with cooling flow modulation
US8292582B1 (en) * 2009-07-09 2012-10-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
US8894363B2 (en) 2011-02-09 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system
US8454301B1 (en) * 2010-06-22 2013-06-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling
US8568097B1 (en) * 2010-09-20 2013-10-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with core print-out hole
GB201102719D0 (en) * 2011-02-17 2011-03-30 Rolls Royce Plc Cooled component for the turbine of a gas turbine engine
EP2685048B1 (en) * 2011-03-11 2016-02-10 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine rotor blade, and gas turbine
US20120269649A1 (en) * 2011-04-22 2012-10-25 Christopher Rawlings Turbine blade with improved trailing edge cooling
US8840363B2 (en) 2011-09-09 2014-09-23 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly
US9004866B2 (en) * 2011-12-06 2015-04-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade incorporating trailing edge cooling design
US8864467B1 (en) * 2012-01-26 2014-10-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
US9200523B2 (en) * 2012-03-14 2015-12-01 Honeywell International Inc. Turbine blade tip cooling
US9091176B2 (en) 2012-06-05 2015-07-28 United Technologies Corporation Turbomachinery component cooling scheme
JP6002505B2 (ja) * 2012-08-27 2016-10-05 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン及びガスタービン翼、及びガスタービン翼の製造方法
US9546554B2 (en) * 2012-09-27 2017-01-17 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with blade tip cooling
US9206695B2 (en) 2012-09-28 2015-12-08 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with trailing edge flow metering
US9228439B2 (en) 2012-09-28 2016-01-05 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with leading edge flow redirection and diffusion
US8920123B2 (en) * 2012-12-14 2014-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with integrated serpentine and axial tip cooling circuits
GB201223193D0 (en) * 2012-12-21 2013-02-06 Rolls Royce Plc Turbine blade
JP5567180B1 (ja) * 2013-05-20 2014-08-06 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
US10150187B2 (en) * 2013-07-26 2018-12-11 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling arrangement for an airfoil of a gas turbine engine
US9388699B2 (en) * 2013-08-07 2016-07-12 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
US9732617B2 (en) * 2013-11-26 2017-08-15 General Electric Company Cooled airfoil trailing edge and method of cooling the airfoil trailing edge
US20150152737A1 (en) 2013-12-02 2015-06-04 George Liang Turbine blade with near wall microcircuit edge cooling
WO2015147672A1 (en) * 2014-03-27 2015-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a gas turbine and method of cooling the blade
US10041358B2 (en) * 2014-05-08 2018-08-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade squealer pockets
US10012089B2 (en) * 2014-05-16 2018-07-03 United Technologies Corporation Airfoil tip pocket with augmentation features
US10145246B2 (en) * 2014-09-04 2018-12-04 United Technologies Corporation Staggered crossovers for airfoils
US10119404B2 (en) * 2014-10-15 2018-11-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling
WO2016076834A1 (en) * 2014-11-11 2016-05-19 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with axial tip cooling circuit
US10294799B2 (en) * 2014-11-12 2019-05-21 United Technologies Corporation Partial tip flag
WO2016118135A1 (en) * 2015-01-22 2016-07-28 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with chordwise extending squealer tip cooling channel
US9745853B2 (en) * 2015-08-31 2017-08-29 Siemens Energy, Inc. Integrated circuit cooled turbine blade
EP3147456A1 (de) * 2015-09-28 2017-03-29 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit nut im kronenboden
US9909427B2 (en) * 2015-12-22 2018-03-06 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US20170234142A1 (en) * 2016-02-17 2017-08-17 General Electric Company Rotor Blade Trailing Edge Cooling
US10443400B2 (en) * 2016-08-16 2019-10-15 General Electric Company Airfoil for a turbine engine
US10641103B2 (en) * 2017-01-19 2020-05-05 United Technologies Corporation Trailing edge configuration with cast slots and drilled filmholes

Also Published As

Publication number Publication date
CN108691573A (zh) 2018-10-23
US11021967B2 (en) 2021-06-01
US20180283183A1 (en) 2018-10-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108691573B (zh) 用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法
US20200277862A1 (en) Airfoil for a turbine engine
US20170159451A1 (en) Turbine engine with an airfoil having a tip shelf outlet
US10975704B2 (en) Engine component with cooling hole
US10605170B2 (en) Engine component with film cooling
US10648342B2 (en) Engine component with cooling hole
CN110043325B (zh) 带有成组冷却孔的发动机构件
EP3255248A1 (en) Engine component for a turbine engine
US10927682B2 (en) Engine component with non-diffusing section
US20180051566A1 (en) Airfoil for a turbine engine with a porous tip
EP3208423A1 (en) Gas turbine engine trailing edge ejection holes
EP3176374A1 (en) Trailing edge cooling for a turbine airfoil
CN109083688B (zh) 具有偏转器的涡轮发动机部件
CN108691571B (zh) 具有流动增强器的发动机部件
US10837291B2 (en) Turbine engine with component having a cooled tip
US20190249554A1 (en) Engine component with cooling hole
CN107084006B (zh) 用于燃气涡轮发动机翼型件的加速器插入件
US20180051568A1 (en) Engine component with porous holes
CN112343665A (zh) 具有冷却孔的发动机构件
US10612389B2 (en) Engine component with porous section
CN110872952B (zh) 具有中空销的涡轮发动机的部件
CN108691658B (zh) 具有平台冷却回路的涡轮发动机
CN109083687B (zh) 最小化横穿冷却孔的横流的方法和用于涡轮发动机的部件
US10508551B2 (en) Engine component with porous trench
CN115217527A (zh) 用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件

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