CN110630337A - 重叠的靠近表面的冷却通道 - Google Patents

重叠的靠近表面的冷却通道 Download PDF

Info

Publication number
CN110630337A
CN110630337A CN201910543022.5A CN201910543022A CN110630337A CN 110630337 A CN110630337 A CN 110630337A CN 201910543022 A CN201910543022 A CN 201910543022A CN 110630337 A CN110630337 A CN 110630337A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
channel
leading edge
outlets
substrate surface
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.)
Pending
Application number
CN201910543022.5A
Other languages
English (en)
Inventor
B.P.拉西
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 CN110630337A publication Critical patent/CN110630337A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/009—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine components other than turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • 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
    • F01D5/12—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
    • 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
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2250/15—Two-dimensional spiral
    • 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
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/185—Two-dimensional patterned serpentine-like
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
    • 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
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency
    • 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)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及一种重叠的靠近表面的冷却通道，具体而言：一种冷却结构具有前缘、后缘、正交于前缘和后缘中的每一个的第一侧部，以及与第一侧部相反且基本上正交于前缘和后缘中的每一个的第二侧部。该冷却结构包括基体表面，其由包括前缘、后缘、第一侧和第二侧部的边界限定。在基体表面下的第一组冷却通道从第一侧部附近的第一组入口延伸到第二侧部附近的第一组出口。在基体表面下的第二组冷却通道从第二侧部附近的第二组入口延伸到第一侧部附近的第二组出口。每个第一入口与第二组出口中的出口重叠。

Description

重叠的靠近表面的冷却通道
技术领域
本公开内容大体上涉及燃气涡轮的冷却结构，且更具体地涉及重叠的冷却通道，其布线成加强结构的边缘冷却。
背景技术
在大型框架重载工业燃气涡轮发动机中，燃烧器中生成的热气流通过涡轮以产生机械功。涡轮包括一排或多排或者一级或多级定子导叶和转子叶片，其与在逐渐降低的温度下的热气流反应。涡轮以及因此发动机的效率可通过将更高温度的气流传送到涡轮中来提高。然而，涡轮入口温度可限于涡轮(尤其是第一级导叶和叶片)的材料特性以及关于这些第一级翼型件的冷却能力值。
第一级转子和定子构件暴露于最高的气流温度，其中随着气流通过涡轮级，温度逐渐地降低。第一级和第二级翼型件(导叶和叶片)应通过使冷却空气通过内部冷却通道以及将冷却空气通过薄膜冷却孔排出来冷却，以提供冷却空气的覆盖层，以保护冷却表面免遭热气流。
涡轮转子叶片在由护罩形成的冷却表面内旋转，该护罩与叶片尖端形成间隙。护罩由固定在环状托架内的许多段形成。来自第一级喷嘴的热气流(包括通过间隙的泄漏)不仅降低了涡轮效率，而且还在护罩上产生过热点，这些过热点造成侵蚀或其它热致损伤，从而造成部件寿命缩短。
发明内容
本公开内容的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可通过实施本公开内容来学习。
在一个实施例中，冷却结构具有前缘、后缘、正交于前缘和后缘中的每一个的第一侧部，以及与第一侧部相反且基本上正交于前缘和后缘中的每一个的第二侧部。冷却结构包括基体表面，其由包括前缘、后缘、第一侧和第二侧部的边界限定。在基体表面下的第一组冷却通道从第一侧部附近的第一组入口延伸到在第二侧部附近的第一组出口。在基体表面下的第二组冷却通道从第二侧部附近的第二组入口延伸到在第一侧部附近的第二组出口。每个第一入口与第二组出口中的至少一个出口重叠，且比其更接近于基体表面。第一入口中的至少一个入口供给第一组冷却空气微通道和第二组冷却空气微通道中的至少一个冷却空气微通道的通道侧部。通道侧部包括朝基体的径向内表面倾斜的过渡部分。
在另一个实施例中，结构包括前缘、与前缘相反的后缘、基本上正交于前缘和后缘中的每一个的第一侧部，以及与第一侧部相反且基本上正交于前缘和后缘中的每一个的第二侧部。该结构包括基体表面，其由包括前缘、后缘、第一侧部和第二侧部的边界限定。基体表面暴露于热流体。在基体表面下的第一组冷却通道从第一侧部附近的第一组入口延伸到在第二侧部附近的第一组出口。每个冷却通道包括第一侧部相邻的通道侧部。每个通道侧部至少部分地在相邻通道侧部的径向内侧或径向外侧。
在另一个实施例中，上文描述的冷却结构是燃气涡轮的部分，该燃气涡轮具有压缩机区段、定位在压缩机下游的燃烧区段中的多个燃烧器，以及定位在燃烧区段下游的涡轮区段。
技术方案 1. 一种结构，其包括：
前缘；
后缘，所述后缘与所述前缘相反；
第一侧部，所述第一侧部基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
第二侧部，所述第二侧部与所述第一侧部相反且基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
基体表面，所述基体表面由包括所述前缘、所述后缘、所述第一侧部和所述第二侧部的边界限定，所述基体表面暴露于热流体；
在所述基体表面下的第一组冷却空气微通道，其从所述第一侧部附近的第一组入口延伸到所述第二侧部附近的第一组出口；以及
在所述基体表面下的第二组冷却空气微通道，其从所述第二侧部附近的第二组入口延伸到所述第一侧部附近的第二组出口；
其中所述第一组入口中的每个入口与所述第二组出口中的至少一个出口重叠，且定位成比其更接近于所述基体表面，
其中所述第一组入口和所述第二组入口中的至少一个入口供给所述第一组冷却空气微通道和所述第二组冷却空气微通道中的至少一个冷却空气微通道的通道侧部，且
其中所述通道侧部包括过渡部分，其中所述过渡部分朝所述基体径向内表面倾斜。
技术方案 2. 根据技术方案1所述的结构，其特征在于，所述第一组出口和所述第二组出口中的至少一个出口是线性的。
技术方案 3. 根据技术方案1所述的结构，其特征在于，所述第二组入口中的每个入口与所述第一组出口中的所述至少一个出口重叠，且定位成比所述第一组出口中的至少一个出口更接近于所述基体表面。
技术方案 4. 根据技术方案1所述的结构，其特征在于，所述第一组冷却空气微通道中的每个冷却通道是包括多于一个弯弧的钩形。
技术方案 5. 根据技术方案1所述的结构，其特征在于，所述第一组冷却空气微通道中的每个冷却通道是包括单个弯弧的J形。
技术方案 6. 根据技术方案1所述的结构，其特征在于，所述结构还包括腔体，其中所述第一组入口和所述第二组入口中的每个入口从所述腔体供给。
技术方案 7. 根据技术方案6所述的结构，其特征在于，所述腔体从至少一个冷却流径供给压缩的冷却空气。
技术方案 8. 根据技术方案1所述的结构，其特征在于，所述结构还包括多个通道侧部，其中所述通道侧部在正交于所述基体表面的方向上彼此重叠。
技术方案 9. 一种结构，其包括：
前缘；
后缘，所述后缘与所述前缘相反；
第一侧部，所述第一侧部基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
第二侧部，所述第二侧部与所述第一侧部相反且基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
基体表面，所述基体表面由包括所述前缘、所述后缘、所述第一侧部和所述第二侧部的边界限定，所述基体表面暴露于热流体；
在所述基体表面下的第一组冷却通道，其从所述第一侧部附近的第一组入口延伸到所述第二侧部附近的第一组出口；且
其中所述第一组冷却通道中的每个冷却通道包括与所述第一侧部相邻的通道侧部，且
其中每个通道侧部至少部分地在相邻通道侧部的径向内侧或径向外侧。
技术方案 10. 一种制造冷却结构的工艺，所述工艺包括通过粘结剂喷射、指向性能量沉积、材料挤压、材料喷射、粉末床熔合、薄片层叠、光聚合固化、直接金属激光熔融、直接金属激光烧结、选择性激光熔融、电子束熔融及其混合物中的至少一种来增材地构建根据权利要求1所述的冷却结构。
技术方案 11. 一种燃气涡轮，包括：
压缩机区段；
定位在所述压缩机下游的燃烧区段；
定位在所述燃烧区段下游的涡轮区段；
其中所述燃气涡轮包括多个冷却结构，每个冷却结构包括：
主体，其具有前缘、后缘、第一侧部、第二侧部和腔体；
第一组冷却通道，其从所述第一侧部附近的第一多个通道入口延伸，所述第一组冷却通道包括所述第二侧部附近的第一多个直线出口；以及
第二组冷却通道，其从所述第二侧部附近的第二多个通道入口延伸，所述第二组冷却通道包括所述第一侧部附近的第二多个直线出口；
其中所述第一多个通道入口与所述第二多个直线出口重叠，且
其中所述第二多个通道入口与所述第一多个直线出口重叠。
技术方案 12. 根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述第一组冷却通道和所述第二组冷却通道中的每一个还包括在相应的第一多个通道入口和第二多个通道入口附近的多个弯曲部分。
技术方案 13. 根据技术方案12所述的燃气涡轮，其特征在于，所述多个弯曲部分中的每个弯曲部分是钩形的。
技术方案 14. 根据技术方案12所述的燃气涡轮，其特征在于，所述多个弯曲部分中的每个弯曲部分是J形的。
技术方案 15. 根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述第一多个通道入口和所述第二多个通道入口中的每一个定位成从冷却流径接收压缩的冷却空气。
技术方案 16. 根据技术方案12所述的燃气涡轮，其特征在于，所述第一组冷却通道和所述第二组冷却通道中的每一个的弯曲部分分别与所述第二多个直线出口和所述第一多个直线出口重叠且在其径向内侧。
技术方案 17. 根据技术方案12所述的燃气涡轮，其特征在于，所述主体还包括径向内表面，所述径向内表面限定燃气涡轮流径的所述边界，
其中所述第一多个通道入口和所述第二多个通道入口中的每一个的弯曲部分分别与所述第二多个直线出口和所述第一多个直线出口重叠，且比其更接近于所述径向内表面。
技术方案 18. 根据技术方案12所述的燃气涡轮，其特征在于，所述第一组冷却通道和所述第二组冷却通道中的每一个包括经由相应的弯曲部分在约75度与约105度之间的方向改变。
技术方案 19. 根据技术方案12所述的燃气涡轮，其特征在于，所述第一组冷却通道和所述第二组冷却通道中的每一个包括经由相应的弯曲部分在约130度与约190度之间的方向改变。
技术方案 20. 根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述弯曲部分具有在约0.05毫米到约13毫米的范围内的转向半径。
参考以下描述和所附权利要求书，本公开内容的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在该说明书中且构成该说明书的一部分的附图示出了本公开内容的实施例，且连同描述一起用来解释本公开内容的原理。
附图说明
对所附附图进行参考，说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的完整和充分(enabling)的公开内容(包括其最佳模式)，在附图中：
图1是如可结合本说明书的实施例的典型燃气涡轮的示意图；
图2是根据本公开内容的各种实施例的涡轮区段的一部分(其包括第二级护罩块组件的一部分和示例性转子叶片)的放大截面侧视图；
图3是内涡轮护罩段的实施例的透视图，该内涡轮护罩段联接到外涡轮护罩段，以形成对于燃气涡轮的第一级而言典型的涡轮护罩块组件；
图4是根据本公开内容的各种实施例的具有微通道的内涡轮护罩段的透视图；
图5是不带有预烧结成型(PSP)层的内涡轮护罩段微通道的实施例的底视图；
图6是示出了与微通道的弯曲部分交织的排气端的放大底视图；
图7是第一斜面的放大底视图，其示出了大体上从燃烧气体侧表面沿径向向外延伸到与弯曲部分重叠的排气端；
图8是示出了重叠特征的放大侧视图；
图9是示出了重叠特征和非重叠特征的底视图；
图10是示出了J形冷却通道的放大底视图；以及
图11是示出了重叠的J形冷却通道的放大底视图。
参考符号在本说明书和附图中的重复使用意在表示本公开内容的相同或相似的特征或要素。
具体实施方式
现在将详细地对本发明的本实施例进行参考，其中的一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标记已用来指本发明的相似或类似的部件。如本文中使用的那样，可交换地使用用语“第一”、“第二”和“第三”，以将一个构件与另一个区别，且不意在表示各个构件的位置或重要性。用语“上游”或“后方”以及“下游”或“前方”指的是相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”或“后方”指的是流体流自的方向，有时称为“后部”。“下游”或“前方”指的是流体流到的方向，有时称为“前部”。用语“沿径向”指的是基本上垂直于特定构件的轴向中心线的相对方向，且用语“沿轴向”指的是基本上平行于特定构件的轴向中心线的相对方向。用语“周向”和“切向”可指的是与旋转涡轮或压缩机转子的周线对准的方向。
如本文中说明书和权利要求书各处使用的那样，近似语言可应用于修饰任何定量表示，该表示可允许变化，而不造成其所涉及的基本功能上的改变。因此，由一个或多个用语(诸如，“约”、“大致”和“基本上”)修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可与用于测量该值的仪器的精度对应。在这里以及说明书和权利要求书各处，范围的限制可组合和/或交换。除非上下文或语言另外指示，否则这样的范围是相同的且包括其中包含的所有子范围。
每个示例作为本发明的解释而非本发明的限制来提供。事实上，对本领域技术人员将显而易见的是，可在本发明中作出修改和变型，而不脱离其范围或精神。例如，示出或描述为一个实施例的部分的特征可在另一个实施例上使用，以产生又一个实施例。因此，意图的是，本发明覆盖如落入所附权利要求书和其等同物的范围内的这样的修改和变型。虽然将出于示出的目的在燃气涡轮的背景下大体上描述本发明的示例性实施例，但本领域的普通技术人员将容易了解到，本发明的实施例可应用于任何涡轮机且不限于工业燃气涡轮，除非在权利要求书中具体地叙述。虽然本文中示出和描述了工业、船用或陆基的燃气涡轮，但除非权利要求书中另外指定，如本文中示出和描述的本公开内容不限于陆基和/或工业和/或船用燃气涡轮。例如，如本文中描述的本公开内容可在任何类型的涡轮(包括但不限于航改涡轮或船用燃气涡轮以及航空发动机涡轮和/或飞行器发动机)中使用。
本文中的冷却结构限定为需要与强制冷却的空气源直接接触的任何结构，以保持结构的完整性。这些结构可包括涡轮护罩、喷嘴、叶片和涡轮的任何其它热气体路径构件的部分。
现在参考附图(其中相似的标号指的是相似的构件)，图1示出了燃气涡轮10的示例，其可结合本发明的各种实施例。如示出的那样，燃气涡轮10大体上包括：压缩机区段12，其具有设置在燃气涡轮10的上游端处的入口14；以及壳体16，其至少部分地包绕压缩机区段12。燃气涡轮10还包括：燃烧区段18，其具有在压缩机区段12下游的至少一个燃烧器20；以及涡轮区段22，其在燃烧区段18下游。如示出的那样，燃烧区段18可包括多个燃烧器20。轴24沿轴向延伸穿过燃气涡轮10。
在操作中，空气26被吸入压缩机区段12的入口14中，且被逐渐地压缩，以向燃烧区段18提供压缩空气28。压缩空气28流入燃烧区段18中，且在燃烧器20中与燃料混合，以形成可燃的混合物。可燃的混合物在燃烧器20中焚烧，从而生成热气体30，热气体30从燃烧器20流经涡轮喷嘴34的第一级32且流入涡轮区段22中。涡轮区段大体上包括一排或多排转子叶片36，所述一排或多排转子叶片36由相邻的涡轮喷嘴34排沿轴向分离。转子叶片36经由转子盘联接到转子轴24。转子轴24围绕发动机中心线CL旋转。涡轮壳体38至少部分地包围转子叶片36和涡轮喷嘴34。转子叶片36排中的每一个或一些可由设置在涡轮壳体38内的护罩块组件40同心地包绕。热气体30在它流过涡轮区段22时迅速膨胀。热能和/或动能从热气体30传递到转子叶片36的每级，从而使轴24旋转且产生机械功。轴24可联接到诸如发电机(未示出)这样的负载，以便产生电力。另外，或在备选方案中，轴24可用来驱动燃气涡轮的压缩机区段12。
图2提供了根据本公开内容的各种实施例的涡轮区段22的一部分(其包括第二级护罩块组件40的一部分和示例性转子叶片36)的放大截面侧视图。如图2中示出的那样，护罩块组件40大体上在涡轮壳体38(未示出)与转子叶片36的尖端部分42之间在径向方向94上延伸。护罩块组件40大体上包括安装硬件46，其用于将护罩块组件40固定到多个护罩块段100，这些护罩块段100围绕涡轮壳体38(未示出)内的转子叶片36沿周向90布置成环形阵列。
图3是护罩块段100的实施例的透视图，该护罩块段100联接到护罩吊架62以形成涡轮护罩块组件40，其可与第一燃气涡轮旋转级(即，第一级转子)一起使用。涡轮10包括多个涡轮护罩块组件40，其一起形成围绕相应涡轮级的环。在某些实施例中，涡轮10可包括多个护罩块段100，其联接到相应的护罩吊架62，该护罩吊架62用于围绕涡轮10的旋转轴线在周向方向90上设置的每个涡轮护罩段40。在其它实施例中，涡轮10可包括多个护罩块段100，其联接到护罩吊架62以形成涡轮块组件40。在一些实施例中，预烧结成型(PSP)层58可设置在燃烧气体侧112上(例如，钎焊到其上)，使得PSP层58的第一PSP表面64连同主体102一起限定(例如，覆盖)通道，且PSP层58的第二PSP表面66与热气体流径30对接。PSP层58可由超级合金、钎焊材料或其混合物形成。在某些实施例中，作为PSP层58的备选方案，非PSP金属薄片可设置在燃烧气体侧112上，该非PSP金属薄片连同主体102一起限定通道。在一些实施例中，作为PSP层58的备选方案，可利用屏障涂层或热障涂层将通道封闭在主体102内。
如所描绘的那样，护罩块段100包括主体102，主体102具有上游边缘或前缘104以及下游边缘或后缘106，其两者与热气体流径30对接。主体102还包括第一侧部108(例如，第一斜面)和第二侧部110(例如，第二斜面)，它们基本上垂直于前缘104和后缘106设置。主体102还包括成对的相反侧，燃烧气体侧112和后侧114在前缘104与后缘106以及第一侧部108与第二侧部110之间延伸。主体102的燃烧气体侧112中的每一侧限定热气体流径30的边界或周边。在某些实施例中，主体102(具体是相反侧112、114)可准确定形在周向方向90上在第一侧部108与第二侧部110之间和/或在轴向方向92上在前缘104与后缘106之间。后侧114构造成与限定在护罩块段100与护罩吊架62之间的腔体118对接。
如在图4和图5中看到的那样，主体102可包括多个冷却空气微通道74(例如，冷却通道或微通道)，其设置在燃烧气体侧112内，以有助于冷却热气体流径构件(例如，涡轮护罩40、护罩块段100等)。在某些实施例中，这些通道中的一些通道与后缘106或前缘104相邻设置，其带有或不带有设置在主体102的第一侧部108和第二侧部110内的其它通道。
在一些实施例中，冷却结构和微通道可完全地铸造，利用液体射流引导的激光技术(有时被称为液体微射流)来切断，利用增材制造工艺的“3D打印”，或靠近燃烧气体侧112在主体102内精密加工。增材制造构建方法可包括任何形式的粘结剂喷射、指向性能量沉积、材料挤压、选择性激光熔融、材料喷射、粉末床熔合、薄片层叠和光聚合固化。更具体地，直接金属激光熔融(DMLM)、直接金属激光烧结(DMLS)和电子束熔融(EBM)可用来制造冷却结构和微通道。
在图4和图5中示出的示例性实施例具有主体102，其包括彼此相邻定位的弯曲部分78。护罩块段100大体上在来自压缩机12的涡轮10中的冷却介质或空气(即，比燃烧气体侧112热气体流径30中的温度更冷)附近。护罩块段100包括进气端76，以从压缩机24接收冷却流体或空气，进气端76向腔体118提供冷却流体。冷却介质经由从后侧114延伸到冷却通道74的设置在主体102内的进气端76流到护罩块段100的主体102内的冷却通道74。
每个冷却通道74包括具有进气端76和排气端82的弯曲部分78。排气端82可包括计量特征(例如，主体102延伸到通道中的一部分，其使通道的一部分的截面面积相对于通道的相邻截面面积变窄)，以调节冷却通道74内的冷却流体流。在某些实施例中，每个冷却通道74本身(不包括排气端部)用作计量特征(例如，包括主体102延伸到通道中的部分)。在其它实施例中，联接到弯曲部分78的进气端76可包括计量特征(例如，主体102延伸到进气端76中的部分)。在某些实施例中，冷却通道74本身、排气端82或进气端76或其组合包括计量特征。另外，冷却流体在第一侧部108和/或第二侧部110处经由排气端82离开冷却通道74(和主体102)。在某些实施例中，通道可以以交替形态(pattern，有时称为样式)布置，其中第一组通道具有与第一侧部108相邻设置的进气端76，且第二组通道与第二侧部110相邻设置，其中相邻通道具有相反的定向。
冷却通道74的弯曲部分78通过增加斜面108、110相邻的冷却通道74的长度，同时减少冷却空气流来提供更大的冷却区(例如，比用于涡轮护罩的典型冷却系统更大)。在每组通道中，弯曲部分78彼此相邻定位，且可结合与相反侧冷却通道74交织或重叠的排气端82。弯曲部分78围绕相反的排气端82或在其上延伸，其构造成从多个排气端口80排出冷却空气，这些排气端口80大体上从弯曲部分78沿径向向外定位。交织的排气端82可围绕弯曲部分78在大多数的任何方向上延伸，诸如，沿径向向外、沿轴向向前、沿轴向向后及其混合物。在某些实施例中，主体102包括与后缘106和前缘104相邻设置的通道，其定形成不同于设置在主体102的其余部分上的通道。例如，与后缘106或前缘104相邻的通道可各自包括蛇形(serpentine，有时称为蜿蜒)形态。冷却通道74的形状也得到增强，以在通道堵塞的情况下提供足够的冷却。内涡轮护罩段所公开的实施例可使能够利用(例如，比用于涡轮护罩的典型冷却系统)更少的空气来冷却护罩块段100，从而导致与冷却中所利用的可充空气相关联的成本降低。
图4提供了根据各种实施例的具有冷却通道74的示例性护罩块段100的透视图。如图4中示出的那样，护罩块段100包括主体102，主体102具有前部104、后部106、第一侧部108和相反的第二侧部110。第一侧部108和第二侧部110在前部104与后部106之间沿轴向延伸。主体102还包括燃烧气体侧112，其与相反的后侧114沿径向分离。燃烧气体侧112相对于护罩块段100的轴向中心线116、CL具有大体上弓形或圆环形状。燃烧气体侧112可涂覆有耐热涂层，诸如，热障涂层等。冷却袋或腔体118限定在后侧114中。腔体118至少部分地限定在前部104、后部106、第一侧部108与相反的第二侧部110之间。腔体118从燃烧气体侧112沿径向向外定位且进一步限定了倾斜的周边壁120。倾斜的周边壁120可以以如从径向方向94测量的任何合适的角度设置，从约0度到约90度，以使冷却空气能够在冷却通道74(或微通道)的进气端76处围绕腔体118分布。
图5是定位在不带有PSP层58的护罩块段100中的冷却空气微通道74的实施例的底视图。如描绘的那样，主体102包括设置在燃烧气体侧112内的多个冷却通道74(例如，冷却通道或微通道)。主体102可包括2个至40个或更多个冷却通道74。每个冷却通道74构造成从腔体118接收冷却流体。每个冷却通道74包括进气端部76，其包括彼此相邻定位的弯曲部分78。每个弯曲部分78具有自约0.05到约13毫米(mm)、约0.1到约10mm、约1.14到约7mm之间范围以及其间所有子范围的转向半径84。每个弯曲部分78的进气端76流体地联接到腔体118，以从腔体118接收冷却流体。交织和/或重叠的(在下文中描述)沿径向移位的排气端82以及弯曲部分78的曲率使冷却通道74和弯曲部分78能够在第一侧部108和第二侧部110内彼此相邻且沿径向重叠定位。另外，弯曲部分78通过增加侧部108、110相邻的冷却通道74的长度，同时减少冷却流来提供更大的冷却区。弯曲部分78以及交织和/或重叠的(在下文中描述)沿径向移位的排气端82使冷却通道74的直线部分能够更好地间隔。此外，交织的沿径向移位的排气端82以及弯曲部分78的环形形状使冷却通道74的直线部分能够均匀地远离相邻的冷却通道74以避免热梯度，且均匀地冷却护罩段40的主体102的主要部分。
在某些实施例中，可调整弯曲部分78，以使冷却通道74的直线部分的间隔能够更紧密地组合(packed，有时称为压紧)以适应更高热负载区。总的来说，冷却通道74的形状也得到增强，以在冷却通道74堵塞的情况下提供足够的冷却。在某些实施例中，排气端82包括计量特征，其构造成调节(例如，计量)在相应冷却通道74内的冷却流体流。在某些实施例中，每个冷却通道74可在排气端82处形成分段通道。在某些实施例中，每个冷却通道74本身(不包括排气端82)用作计量特征。在其它实施例中，联接到弯曲部分78的进气端76可包括计量特征(例如，主体102延伸到进气端76中的部分)。在某些实施例中，冷却通道74本身、排气端82或进气端76或其组合包括计量特征。
图6是示出布线成通过(routed through，有时称为经由)第一侧部108且与冷却通道74的弯曲部分78交织的相反排气端82的放大底视图(即，沿径向向外看)。示出了排气端82与弯曲部分78交织的几何形状，以及在不同高程处进气端76到倾斜的周边壁120的连接。每个冷却通道74还包括使冷却流体能够经由侧部108、110通过排气端口80离开主体102(如由箭头指示的那样)的排气端82。
图7是示出了本实施例的重叠特征的放大底视图。图6的实施例示出了非重叠的弯曲部分78，而图7的实施例示出了重叠的冷却通道74。如图7中示出的那样，冷却通道74的排气端82大体上在进气端76的后面或径向外侧。冷却通道74的弯曲部分78包括第一弯曲部分78A，其与相反设置的冷却通道74的排气端82完全地重叠。相比之下，在图6的非重叠实施例中，弯曲部分78与相反设置的冷却通道74的排气端82部分地沿径向重叠，且不与相邻的冷却通道74沿径向重叠。排气端82是冷却通道74的出口，且是直线的或线性的。在第一弯曲部分78A弯曲通过约130度与约190度之间的角度时，它过渡到第二弯曲部分78B。第二弯曲部分78B与相反设置的冷却通道74的排气端82和相邻冷却通道74的第三弯曲部分78C两者重叠(且在其径向内侧)。第三弯曲部分78C在它过渡到第四弯曲部分78D时转向约80到约100度，第四弯曲部分78D继而过渡到冷却通道74的进气端76。每个排气端82可包括用于调节通过每个冷却通道74的流的计量特征122。凸起或沿径向向外的排气端82允许空间形成重叠区段。
仍参考图7，冷却空气进入进气端76处的冷却通道74，该进气端76朝向定位在冷却通道74的径向外侧的腔体118。空气流过冷却通道74，其在第四弯曲部分78D处转向且在第三弯曲部分78C处再次转向。在第三弯曲部分78C与第二弯曲部分78B之间，空气在沿径向向内的方向上流过冷却通道74，同时流过第五弯曲部分78E。在第二弯曲部分78B附近，冷却通道74与相反设置的冷却通道74''的直线排气端82重叠，使得第二弯曲部分78B在相反设置的冷却通道74''的排气端82的径向内侧。冷却通道74在第一弯曲部分78A处转向。在第一弯曲部分78A和第二弯曲部分78B两者(包括冷却通道74在第一弯曲部分78A与第二弯曲部分78B之间的部分)附近，冷却通道74与相邻的冷却通道74'重叠，使得第一弯曲部分78A和第二弯曲部分78B在相邻冷却通道74'的第三弯曲部分78C和第四弯曲部分78D的径向内侧。在通过第一弯曲部分78A之后，空气行进冷却通道74的长度，且最终通过排气端82离开冷却通道74，该排气端82定位在护罩块段100的与空气经由进气端76所进入地点的相反端处。第二弯曲部分78B、第三弯曲部分78C和第五弯曲部分78E共同地形成与护罩块段100的周向边缘170(或斜面)相邻的通道侧部。
图8示出了来自图7的重叠的冷却通道实施例的侧视图或沿周向看的视图。冷却通道74的第二弯曲部分78B经由第五弯曲部分78E过渡到第三弯曲部分78C。冷却通道74的第五弯曲部分78E在它从第三弯曲部分78C过渡到第二弯曲部分78B时在沿径向向内的方向上承载冷却通道。图8中示出了沿径向向外的方向94。因而，与第二弯曲部分78B相比，第三弯曲部分78C在沿径向向外的位置处。图7和图8的布置允许每个冷却通道74的第二弯曲部分78B与相邻冷却通道74的第三弯曲部分78C重叠且在其径向内侧。要另外说明的是，第二弯曲部分78B更接近于护罩块段100暴露于燃烧气体(燃烧气体侧112)的表面。从在方向138(冷却空气在操作中通常在该方向上流动)上流动的冷却空气的观察点来看，第五弯曲部分78E用作朝基体径向内表面或燃烧气体侧112倾斜的过渡部分。在其它实施例中，取决于冷却通道74构造和参考系，第五弯曲部分78E远离基体径向内表面倾斜。例如，在其它实施例中，从方向138(冷却空气在冷却通道74内在该方向上行进)的观察点来看，过渡部分78E在沿径向向外的方向94上朝护罩后侧114(未示出)倾斜。
图9是示出了以非重叠布置的第一多个冷却通道150以及以重叠布置的第二多个冷却通道160的底视图或沿径向向外看的视图。本发明的实施例可使用要么重叠布置要么非重叠布置。还可能的是，本实施例的布置使用如图9中示出的重叠布置或非重叠布置两者。其它实施例还可包括U形、L形和J形冷却通道74(当从径向内气体路径侧观察时)和其组合，其中冷却通道74从朝燃烧气体侧112沿径向向内倾斜。
图10是示出了可以以重叠构造使用的冷却通道74的J形实施例的底视图或沿径向向外看的视图。图7、图8和图9的实施例是钩形的，而图10的实施例是J形的。图10示出了包括弯曲部分78的冷却通道74。弯曲部分78在J形实施例中可基本上成直角或在约85度与约95度之间。在其它布置中，弯曲部分78在J形实施例中可从约75度到约105度，或从约60度到约120度。图10的J形冷却通道74包括第五弯曲部分78E，其中当冷却通道在冷却通道入口76的方向上过渡时，冷却通道74远离基体表面沿径向向外倾斜。要另外说明的是，从在通道入口76处进入且流过通道74的冷却空气的角度，第五弯曲部分78E朝基体表面(即，护罩块段100的燃烧气体侧112)沿径向向内倾斜。冷却通道74在进气端76附近的部分对应第五弯曲部分78E下游的部分的径向外侧的位置，注意到在径向内位置与径向外位置之间冷却通道74中的过渡出现在第五弯曲部分78E处。在径向内位置中，冷却通道74更接近于护罩块段100的燃烧气体侧112。在径向外位置中，冷却通道74更接近于腔体118(图2-图5)。第五弯曲部分78E过渡到第四弯曲部分78D，其中冷却通道转向约90度(从约60度到约120度，或，在另一个实施例中，形成约75度到约105度)。第四弯曲部分78D过渡到冷却通道入口76，其中空气从腔体118(未示出)进入冷却通道74。
图11是示出了带有J形重叠构造的多个160冷却通道74的底视图或沿径向向外看的视图。供给部分从上方(径向外侧)进入，给定气体路径相邻的通道为J形。通道可类似地具有U形或L形。该供给部分可根据需要偏移或倾斜以避免相邻冷却通道74的重叠区段。每个冷却通道74的弯曲部分78与一个或多个相邻冷却通道74的第四弯曲部分78D和进气端76沿径向重叠，使得弯曲部分78不但在冷却通道入口76的径向内侧，而且更接近于护罩块段100的燃烧气体侧112。每个冷却通道74的弯曲部分78也与相反设置的冷却通道74的排气端82沿径向重叠，使得每个弯曲部分78再次在径向内侧且比排气端82更接近于燃烧气体侧112。该布置允许多个冷却通道160将连续的冷却流输送到在护罩块段100的斜面或周向边缘170和燃烧气体侧112两者附近的护罩块段100的径向内侧部分。类似的布置(J形、U形和钩形以及L形冷却通道，其具有从冷却通道74的最长部分以约90度定向的入口76以及由冷却通道74利用以跨过与气体路径相邻的表面的任何其它定向)可在不同于护罩冷却的实施例中使用，其中表面或基体暴露于热气体和/或温度且需要在基体表面以及基体或表面的边缘两者附近冷却。每个排气端82可包括计量特征122，其用于调节通过每个冷却通道74的流(如图11中示出的那样)。
在操作中，图7、图8、图9、图10和图11中示出的重叠布置160允许冷却通道74覆盖最接近构件的斜面或周向边缘170的基体的增加(increased)的部分(燃烧气体侧112)，而同时地覆盖最接近于构件的表面的径向内侧位置(该处期望冷却流)。不使用重叠布置160的实施例将具有处于冷却通道74在斜面或周向边缘170附近的部分与相邻冷却通道74在斜面或周向边缘170附近的部分之间的轴向间隙。该轴向间隙可能导致护罩块段100在燃烧气体侧112中的过热点和/或过大的温度梯度。在其它实施例中，重叠的冷却通道74可用来冷却暴露于高温的任何基体或表面，其中采用了表面下方的冷却特征，且其中对围绕基体的周边或边缘提供足够的冷却提出了挑战。本文中描述的实施例使用冷却通道74在入口76(在该处冷却空气将是最冷的)处的部分来输送最接近于护罩块段100的燃烧气体侧112的冷却空气。类似地，在本文中描述的实施例中的冷却通道出口82(其发出更热或“用过的”冷却空气)进一步远离燃烧气体侧112，从而允许靠近入口76的弯曲部分78更接近于燃烧气体侧112。
在一些实施例中，护罩块组件40可被认为是如本文中公开的冷却结构。冷却通道74可形成平行于燃烧气体侧112的流动通道。每个冷却通道74可具有围绕腔体118的倾斜周边壁120定位的进气端76，或暴露于冷却空气的在护罩块组件40上的任何其它位置，使得进气端76构造成从冷却流径接收压缩的冷却空气。
在该冷却结构的一些实施例中，进气端76与弯曲部分78沿径向重叠。这些实施例可包括要么钩形冷却通道74要么J形冷却通道74要么两者。在其它实施例中，钩形冷却通道74和J形冷却通道74两者与相邻冷却通道重叠的程度可变化，使得在一个冷却通道74的轴向距离上的重叠与对于至少一个其它冷却通道74的重叠相比更大或更小。类似地，在其它实施例中，冷却通道74的曲率半径和倾斜从一个冷却通道74到下一个可不同。
该书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本公开内容的可取得专利的范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括带有与权利要求书的字面语言无实质的差别的等同结构要素，则这样的其它示例意在处于权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种结构，其包括：
前缘；
后缘，所述后缘与所述前缘相反；
第一侧部，所述第一侧部基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
第二侧部，所述第二侧部与所述第一侧部相反且基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
基体表面，所述基体表面由包括所述前缘、所述后缘、所述第一侧部和所述第二侧部的边界限定，所述基体表面暴露于热流体；
在所述基体表面下的第一组冷却空气微通道，其从所述第一侧部附近的第一组入口延伸到所述第二侧部附近的第一组出口；以及
在所述基体表面下的第二组冷却空气微通道，其从所述第二侧部附近的第二组入口延伸到所述第一侧部附近的第二组出口；
其中所述第一组入口中的每个入口与所述第二组出口中的至少一个出口重叠，且定位成比其更接近于所述基体表面，
其中所述第一组入口和所述第二组入口中的至少一个入口供给所述第一组冷却空气微通道和所述第二组冷却空气微通道中的至少一个冷却空气微通道的通道侧部，且
其中所述通道侧部包括过渡部分，其中所述过渡部分朝所述基体径向内表面倾斜。
2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述第一组出口和所述第二组出口中的至少一个出口是线性的。
3.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述第二组入口中的每个入口与所述第一组出口中的所述至少一个出口重叠，且定位成比所述第一组出口中的至少一个出口更接近于所述基体表面。
4.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述第一组冷却空气微通道中的每个冷却通道是包括多于一个弯弧的钩形。
5.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述第一组冷却空气微通道中的每个冷却通道是包括单个弯弧的J形。
6.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述结构还包括腔体，其中所述第一组入口和所述第二组入口中的每个入口从所述腔体供给。
7.根据权利要求6所述的结构，其特征在于，所述腔体从至少一个冷却流径供给压缩的冷却空气。
8.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述结构还包括多个通道侧部，其中所述通道侧部在正交于所述基体表面的方向上彼此重叠。
9.一种结构，其包括：
前缘；
后缘，所述后缘与所述前缘相反；
第一侧部，所述第一侧部基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
第二侧部，所述第二侧部与所述第一侧部相反且基本上正交于所述前缘和所述后缘中的每一个；
基体表面，所述基体表面由包括所述前缘、所述后缘、所述第一侧部和所述第二侧部的边界限定，所述基体表面暴露于热流体；
在所述基体表面下的第一组冷却通道，其从所述第一侧部附近的第一组入口延伸到所述第二侧部附近的第一组出口；且
其中所述第一组冷却通道中的每个冷却通道包括与所述第一侧部相邻的通道侧部，且
其中每个通道侧部至少部分地在相邻通道侧部的径向内侧或径向外侧。
10.一种制造冷却结构的工艺，所述工艺包括通过粘结剂喷射、指向性能量沉积、材料挤压、材料喷射、粉末床熔合、薄片层叠、光聚合固化、直接金属激光熔融、直接金属激光烧结、选择性激光熔融、电子束熔融及其混合物中的至少一种来增材地构建根据权利要求1所述的冷却结构。
CN201910543022.5A 2018-06-22 2019-06-21 重叠的靠近表面的冷却通道 Pending CN110630337A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/015268 2018-06-22
US16/015,268 US11015481B2 (en) 2018-06-22 2018-06-22 Turbine shroud block segment with near surface cooling channels

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN110630337A true CN110630337A (zh) 2019-12-31

Family

ID=68806054

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910543022.5A Pending CN110630337A (zh) 2018-06-22 2019-06-21 重叠的靠近表面的冷却通道

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11015481B2 (zh)
JP (1) JP7341743B2 (zh)
CN (1) CN110630337A (zh)
DE (1) DE102019116808A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10443437B2 (en) * 2016-11-03 2019-10-15 General Electric Company Interwoven near surface cooled channels for cooled structures

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5538393A (en) * 1995-01-31 1996-07-23 United Technologies Corporation Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage
US5957657A (en) 1996-02-26 1999-09-28 Mitisubishi Heavy Industries, Ltd. Method of forming a cooling air passage in a gas turbine stationary blade shroud
US6247896B1 (en) 1999-06-23 2001-06-19 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
US6905302B2 (en) 2003-09-17 2005-06-14 General Electric Company Network cooled coated wall
US7900458B2 (en) 2007-05-29 2011-03-08 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoils with near surface cooling passages and method of making same
US8109726B2 (en) 2009-01-19 2012-02-07 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with micro channel cooling system
US8182224B1 (en) 2009-02-17 2012-05-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade having a row of spanwise nearwall serpentine cooling circuits
US8360726B1 (en) 2009-09-17 2013-01-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with chordwise cooling channels
US8684662B2 (en) 2010-09-03 2014-04-01 Siemens Energy, Inc. Ring segment with impingement and convective cooling
US8449246B1 (en) * 2010-12-01 2013-05-28 Florida Turbine Technologies, Inc. BOAS with micro serpentine cooling
US9624779B2 (en) 2013-10-15 2017-04-18 General Electric Company Thermal management article and method of forming the same, and method of thermal management of a substrate
US9757936B2 (en) * 2014-12-29 2017-09-12 General Electric Company Hot gas path component
US10030537B2 (en) 2015-10-12 2018-07-24 General Electric Company Turbine nozzle with inner band and outer band cooling
US10378380B2 (en) * 2015-12-16 2019-08-13 General Electric Company Segmented micro-channel for improved flow
US10309252B2 (en) 2015-12-16 2019-06-04 General Electric Company System and method for cooling turbine shroud trailing edge
US10221719B2 (en) 2015-12-16 2019-03-05 General Electric Company System and method for cooling turbine shroud
US20170175576A1 (en) 2015-12-16 2017-06-22 General Electric Company System and method for utilizing target features in forming inlet passages in micro-channel circuit
US10443437B2 (en) * 2016-11-03 2019-10-15 General Electric Company Interwoven near surface cooled channels for cooled structures
US10519861B2 (en) * 2016-11-04 2019-12-31 General Electric Company Transition manifolds for cooling channel connections in cooled structures

Also Published As

Publication number Publication date
US11015481B2 (en) 2021-05-25
DE102019116808A1 (de) 2019-12-24
JP7341743B2 (ja) 2023-09-11
US20190390568A1 (en) 2019-12-26
JP2020002950A (ja) 2020-01-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108019239B (zh) 用于被冷却结构的交织的近表面被冷却通道
US9464538B2 (en) Shroud block segment for a gas turbine
EP2716866B1 (en) Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes
CN106907194B (zh) 用于改进的流量的分段微通道
US11927110B2 (en) Component for a turbine engine with a cooling hole
EP3318721B1 (en) Cooled structure for a gas turbine and corresponding gas turbine
EP2666968A1 (en) Turbine rotor blade
US9464536B2 (en) Sealing arrangement for a turbine system and method of sealing between two turbine components
CN106884687B (zh) 用于冷却涡轮护罩后缘的系统及方法
CN107035436B (zh) 用于冷却涡轮护罩的系统和方法
EP3228821A1 (en) System and method for cooling trailing edge and/or leading edge of hot gas flow path component
US10760431B2 (en) Component for a turbine engine with a cooling hole
CN112343665B (zh) 具有冷却孔的发动机构件
US20190249554A1 (en) Engine component with cooling hole
CN110630337A (zh) 重叠的靠近表面的冷却通道
EP3190264A2 (en) Shroud segment with hook-shaped microchannels
US20200063586A1 (en) Spline Seal with Cooling Features for Turbine Engines
US11905886B2 (en) Heatshield for a gas turbine engine

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
TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20240108

Address after: Swiss Baden

Applicant after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Applicant before: General Electric Co.