CN110735671A - 包括多个冷却通道的涡轮机护罩 - Google Patents

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本杰明·保罗·拉西
易卜拉欣·塞泽
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布拉德·威尔逊·万塔塞尔
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Abstract

本发明公开了用于涡轮机系统的涡轮机护罩。所述涡轮机护罩可以包括整体主体，所述整体主体包括：前端和后端，面向在所述整体主体与所述涡轮机系统的涡轮机壳体之间形成的冷却室的外表面，以及面向热气体流动路径的内表面。所述护罩还可以包括在所述整体主体内延伸的第一冷却通道，以及通过所述整体主体的所述外表面形成以将所述第一冷却通道流体地联接到所述冷却室的多个冲击开口。附加地，所述护罩可以包括第二冷却通道和/或第三冷却通道。所述第二冷却通道可以邻近所述前端延伸，并且可以与所述第一冷却通道流体连通。所述第三冷却通道可以邻近所述后端延伸，并且可以与所述第一冷却通道流体连通。

Description

包括多个冷却通道的涡轮机护罩
背景技术
本公开整体涉及用于涡轮机系统的涡轮机护罩，并且更具体地讲，涉及包括形成在其中的多个冷却通道的整体主体式涡轮机护罩。
常规涡轮机(诸如燃气涡轮机系统)用于为发电机生成动力。通常，燃气涡轮机系统通过使流体(例如，热气体)穿过燃气涡轮机系统的涡轮机部件来生成动力。更具体地讲，入口空气可以被吸入压缩机中并可以被压缩。一旦被压缩，入口空气与燃料混合以形成燃烧产物，该燃烧产物可以由燃气涡轮机系统的燃烧器点燃以形成燃气涡轮机系统的操作流体(例如，热气体)。然后，流体可以流过流体流动路径以用于旋转涡轮机部件的多个旋转桨片和转子或轴以用于生成动力。流体可以经由多个旋转桨片以及定位于旋转桨片之间的多个固定喷嘴或叶片来引导通过涡轮机部件。当多个旋转桨片旋转燃气涡轮机系统的转子时，联接到转子的发电机可以从转子的旋转中生成电力。
为了改善操作效率，涡轮机部件可以包括涡轮机护罩和/或喷嘴带以进一步限定操作流体的流动路径。例如，涡轮机护罩可以径向邻近涡轮机部件的旋转桨片定位，并且可以引导涡轮机部件内的操作流体和/或限定用于操作流体的流体流动路径的外边界。在操作期间，涡轮机护罩可暴露于流过涡轮机部件的高温操作流体。随着时间的推移和/或在暴露期间，涡轮机护罩可能经历不期望的热膨胀。涡轮机护罩的热膨胀可能导致对护罩的损坏，并且/或者可能不允许护罩保持涡轮机部件内的密封以限定用于操作流体的流体流动路径。当涡轮机护罩变得损坏或不再在涡轮机部件内形成令人满意的密封时，操作流体可能从流动路径泄漏，这继而降低了涡轮机部件和整个涡轮机系统的操作效率。
为了使热膨胀最小化，通常冷却涡轮机护罩。用于冷却涡轮机护罩的常规过程包括薄膜冷却和冲击冷却。薄膜冷却涉及在涡轮机部件的操作期间使冷却空气在涡轮机护罩的表面上方流动的过程。冲击冷却利用通过涡轮机护罩形成的孔或孔口以在操作期间向涡轮机护罩的各个部分提供冷却空气。
这些冷却过程中的每一个冷却过程在涡轮机部件的操作期间产生问题。例如，薄膜冷却中利用的冷却空气可以与流过流体流动路径的操作流体混合，并且可以引起涡轮机部件内的湍流。附加地，涡轮机护罩通常具有可在操作期间改善与转子的密封的图案化表面。然而，图案化表面通常不利于用于冷却护罩的薄膜冷却过程。如果护罩的外壁尽可能薄，则冲击冷却是最有效的。然而，结构要求可能需要较厚壁，这继而降低了冲击冷却的效率。附加地，为了形成通过涡轮机护罩的各个部分的冲击孔或孔口，涡轮机护罩必须由多个件形成，该多个件必须在安装到涡轮机部件中之前组装和/或固定在一起。随着组装以形成涡轮机护罩的零件的数量增加，涡轮机护罩和/或涡轮机部件可能脱离和/或损坏的可能性也增加。
发明内容
本公开的第一方面提供了联接到涡轮机系统的涡轮机壳体的涡轮机护罩。涡轮机护罩包括：整体主体，该整体主体包括：前端；后端，该后端与前端相对地定位；外表面，该外表面面向在整体主体与涡轮机壳体之间形成的冷却室；以及内表面，该内表面面向用于涡轮机系统的热气体流动路径；在整体主体内延伸的第一冷却通道，该第一冷却通道包括邻近整体主体的前端定位的前部分、邻近整体主体的后端定位的后部分、以及定位在前部分与后部分之间的中心部分；多个冲击开口，该多个冲击开口通过整体主体的外表面形成以将第一冷却通道流体地联接到冷却室；以及以下中的至少一个：邻近前端在整体主体内延伸的第二冷却通道，该第二冷却通道与第一冷却通道流体连通，或者邻近后端在整体主体内延伸的第三冷却通道，该第三冷却通道与第一冷却通道流体连通。
本公开的第二方面提供了涡轮机系统，该涡轮机系统包括：涡轮机壳体；以及第一级，该第一级定位在涡轮机壳体内。第一级包括：多个涡轮机桨片，该多个涡轮机桨片定位在涡轮机壳体内并周向地围绕转子；多个定子叶片，该多个定子叶片定位在涡轮机壳体内，位于多个涡轮机桨片的下游；以及多个涡轮机护罩，该多个涡轮机护罩径向邻近多个涡轮机桨片并在多个定子叶片的上游定位，多个涡轮机护罩中的每一个涡轮机护罩包括：整体主体，该整体主体包括：前端；后端，该后端与前端相对地定位；外表面，该外表面面向在整体主体与涡轮机壳体之间形成的冷却室；以及内表面，该内表面面向用于涡轮机系统的热气体流动路径；在整体主体内延伸的第一冷却通道，该第一冷却通道包括邻近整体主体的前端定位的前部分、邻近整体主体的后端定位的后部分、以及定位在前部分与后部分之间的中心部分；多个冲击开口，该多个冲击开口通过整体主体的外表面形成以将第一冷却通道流体地联接到冷却室；以及以下中的至少一个：邻近前端在整体主体内延伸的第二冷却通道，该第二冷却通道与第一冷却通道流体连通，或者邻近后端在整体主体内延伸的第三冷却通道，该第三冷却通道与第一冷却通道流体连通。
本公开的示例性方面被设计成解决本文描述的问题和/或未讨论的其他问题。
附图说明
从结合描绘本公开的各种实施方案的附图的对本公开的各个方面的以下详细描述，将更容易理解本公开的这些和其他特征，其中：
图1示出了根据本公开的实施方案的燃气涡轮机系统的示意图。
图2示出了根据本公开的实施方案的图1的燃气涡轮机系统的涡轮机的一部分的侧视图，该涡轮机包括涡轮机桨片、定子叶片、转子、壳体和涡轮机护罩。
图3示出了根据本公开的实施方案的图2的涡轮机护罩的等轴视图。
图4示出了根据本公开的实施方案的图3的涡轮机护罩的顶视图。
图5示出了根据本公开的实施方案的图3的涡轮机护罩的侧视图。
图6示出了根据本公开的实施方案的沿着图4中的线6-6截取的涡轮机护罩的横截面侧视图。
图7示出了根据本公开的附加实施方案的包括冷却通道壁的涡轮机护罩的顶视图。
图8示出了根据本公开的附加实施方案的沿着图7中的线8-8截取的涡轮机护罩的横截面侧视图。
图9示出了根据本公开的另外实施方案的包括两个冷却通道壁的涡轮机护罩的顶视图。
图10示出了根据本公开的另外实施方案的沿着图9中的线10-10截取的涡轮机护罩的横截面侧视图。
图11示出了根据本公开的另一个实施方案的包括两个冷却通道壁的涡轮机护罩的顶视图。
图12示出了根据本公开的另外实施方案的包括冷却通道壁的涡轮机护罩的顶视图。
图13示出了根据本公开的另外实施方案的沿着图12中的线13-13截取的涡轮机护罩的横截面侧视图。
图14示出了根据本公开的附加实施方案的图4的涡轮机护罩的横截面侧视图。
图15示出了根据本公开的另外实施方案的图4的涡轮机护罩的横截面侧视图。
图16示出了根据本公开的另一个实施方案的图4的涡轮机护罩的横截面侧视图。
图17示出了根据本公开的其他实施方案的涡轮机护罩的顶视图。
图18示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图17中的线18-18截取的涡轮机护罩的横截面侧视图。
应当注意，本公开的附图未按比例绘制。附图旨在仅描绘本公开的典型方面，并且因此不应当被视为限制本公开的范围。在附图中，相同的编号表示附图之间的相同元件。
具体实施方式
作为初始事项，为了清楚地描述当前公开，当引用和描述本公开范围内的相关机器部件时，将有必要选择某些术语。在这样做时，如果可能的话，通用的行业术语将以与其接受含义一致的方式进行使用和采用。除非另有说明，否则应当对此类术语给出与本申请的上下文和所附权利要求的范围一致的广义解释。本领域的普通技术人员将理解，通常可以使用若干不同或重叠的术语来引用特定部件。本文中可描述为单个部分的物体可以包括多个部件并且在另一个上下文中被引用为由多个部件组成。可替代地，本文中可描述为包括多个部件的物体可在别处称为单个部分。
此外，本文中可能会定期使用若干描述性术语，并且在本节开始时定义这些术语应当证明是有帮助的。除非另有说明，否则这些术语及其定义如下。如本文所用，“下游”和“上游”是指示相对于流体流动的方向的术语，诸如通过涡轮发动机的工作流体，或者例如通过燃烧器的空气流或通过涡轮机的部件系统之一的冷却剂。术语“下游”对应于流体流动方向，并且术语“上游”是指与流动相反的方向。在没有任何进一步的特殊性的情况下，术语“前”和“后”是指方向，其中“前”是指发动机的前端或压缩机端，并且“后”是指发动机的后端或涡轮机端。附加地，术语“前面”和“后面”可以分别使用和/或理解为在描述上类似于术语“前”和“后”。通常需要描述处于不同的径向、轴向和/或周向位置的部分。“A”轴线表示轴向定向。如本文所用，术语“轴向”和/或“轴向地”是指物体沿着轴线A的相对位置/方向，该轴线基本上平行于涡轮机系统(特别是转子部分)的旋转轴线。如本文进一步使用的，术语“径向”和/或“径向地”是指物体沿着方向“R”的相对位置/方向(参见图1)，该方向基本上垂直于轴线A并仅在一个位置处与轴线A相交。最后，术语“圆周”是指围绕轴线A的移动或位置(例如，方向“C”)。
如上所述，本公开提供了用于涡轮机系统的涡轮机护罩，并且更具体地讲，提供了包括形成在其中的多个冷却通道的整体主体式涡轮机护罩。
下面参考图1至图18讨论这些和其他实施方案。然而，本领域技术人员将容易理解，本文相对于这些附图给出的详细描述仅用于说明目的并且不应当被解释为限制。
图1示出了示例性燃气涡轮机系统10的示意图。燃气涡轮机系统10可以包括压缩机12。压缩机12压缩进入的空气流18。压缩机12将压缩空气流20输送到燃烧器22。燃烧器22将压缩空气流20与加压燃料流24混合并点燃混合物以产生燃烧气体流26。尽管仅示出了单个燃烧器22，但燃气涡轮机系统10可以包括任何数量的燃烧器22。燃烧气体流26继而被输送到涡轮机28，该涡轮机通常包括多个涡轮机桨片，其包括翼型件(参见图2)和定子叶片(参见图2)。燃烧气体流26驱动涡轮机28，并且更具体地讲驱动涡轮机28的多个涡轮机桨片以产生机械功。涡轮机28中产生的机械功经由延伸通过涡轮机28的转子30驱动压缩机12，并且可以用于驱动外部负载32(诸如发电机等)。
燃气涡轮机系统10还可以包括排气框架34。如图1所示，排气框架34可以邻近燃气涡轮机系统10的涡轮机28定位。更具体地讲，排气框架34可以邻近涡轮机28定位，并且可以基本上定位在涡轮机28和/或从燃烧器22流动到涡轮机28的燃烧气体流26的下游。如本文所讨论的，排气框架34的一部分(例如，外部壳体)可以直接联接到涡轮机28的外壳、壳或壳体36。
在燃烧气体26流过并驱动涡轮机28之后，燃烧气体26可以沿流动方向(D)通过排气框架34排出、流过和/或排放。在图1所示的非限制性示例中，燃烧气体26可以沿流动方向(D)流过排气框架34，并且可以从燃气涡轮机系统10排放(例如，排放到大气)。在燃气涡轮机系统10是联合循环发电厂(例如，包括燃气涡轮机系统和蒸气涡轮机系统)的部分的另一个非限制性示例中，燃烧气体26可以从排气框架34排放，并且可以沿流动方向(D)流入联合循环发电厂的热回收蒸气发生器。
转到图2，示出了涡轮机28的一部分。具体而言，图2示出了涡轮机28的一部分的侧视图，包括涡轮机桨片38(示出一个)的第一级，以及联接到涡轮机28的壳体36的定子叶片40(示出一个)的第一级。如本文所讨论的，涡轮机桨片38的每个级(例如，第一级、第二级(未示出)、第三级(未示出))可以包括多个涡轮机桨片38，其可以联接到转子30并围绕该转子周向地定位并且可以由燃烧气体26驱动以旋转转子30。附加地，定子叶片40的每个级(例如，第一级、第二级(未示出)、第三级(未示出))可以包括多个定子叶片，其可以联接到涡轮机28的壳体36并围绕该壳体周向地定位。涡轮机28的每个涡轮机桨片38可以包括翼型件42，该翼型件从转子30径向延伸并定位在流过涡轮机28的燃烧气体26的流动路径(FP)内。每个翼型件42可以包括与转子30径向相对定位的尖端部分44。涡轮机桨片38和定子叶片40也可以在壳体36内彼此轴向邻近地定位。在图2所示的非限制性示例中，定子叶片40的第一级可以轴向邻近涡轮机桨片38的第一级并在其下游定位。为清楚起见，并未示出涡轮机28的所有涡轮机桨片38、定子叶片40和/或所有转子30。附加地，尽管在图2中仅示出了涡轮机28的涡轮机桨片38和定子叶片40的第一级的一部分，但涡轮机28可以包括轴向定位在整个涡轮机28的壳体36上的涡轮机桨片和定子叶片的多个级。
燃气涡轮机系统10的涡轮机28(参见图1)还可以包括多个涡轮机护罩100。例如，涡轮机28可以包括涡轮机护罩100(示出一个)的第一级。涡轮机护罩100的第一级可以对应于涡轮机桨片38的第一级和/或定子叶片40的第一级。也就是说，并且如本文所讨论的，涡轮机护罩100的第一级可以定位在涡轮机28内，邻近涡轮机桨片38的第一级和/或定子叶片40的第一级，以与流过涡轮机28的燃烧气体26的流动路径(FP)相互作用并提供其中的密封。在图2所示的非限制性示例中，涡轮机护罩100的第一级可以径向邻近涡轮机桨片38的第一级定位并且/或者可以基本上围绕或环绕该第一级。涡轮机护罩100的第一级可以径向邻近涡轮机桨片38的翼型件42的尖端部分44定位。附加地，涡轮机护罩100的第一级也可以径向邻近涡轮机28的定子叶片40的第一级和/或在其上游定位。
类似于定子叶片40，涡轮机护罩100的第一级可以包括多个涡轮机护罩100，其可以联接到涡轮机28的壳体36并围绕该壳体周向地定位。在图2所示的非限制性示例中，涡轮机护罩100可以经由从涡轮机28的壳体36径向向内延伸的联接部件48联接到壳体36。联接部件48可以被配置成联接到和/或接收涡轮机护罩100的紧固件或钩102、104(图3)以将涡轮机护罩100联接、定位和/或固定到涡轮机28的壳体36。在非限制性示例中，联接部件48可以联接和/或固定到涡轮机28的壳体36。在另一个非限制性示例(未示出)中，联接部件48可以与壳体36一体形成以用于将涡轮机护罩100联接、定位和/或固定到壳体36。类似于涡轮机桨片38和/或定子叶片40，尽管图2中仅示出了涡轮机28的涡轮机护罩100的第一级的一部分，但涡轮机28可以包括轴向定位在整个涡轮机28的壳体36上的涡轮机护罩100的多个级。
转到图3至图6，示出了用于图1的燃气涡轮机系统10的涡轮机28的涡轮机护罩100的各种视图。具体地，图3示出了涡轮机护罩100的等轴视图，图4示出了涡轮机护罩100的顶视图，图5示出了涡轮机护罩100的侧视图，并且图6示出了涡轮机护罩100的横截面侧视图。
涡轮机护罩100可以包括整体主体106。也就是说，并且如图3至图6所示，涡轮机护罩100可以包括和/或形成为整体主体106，使得涡轮机护罩100是单个、连续和/或非脱节的部件或部分。在图3至图6所示的非限制性示例中，因为涡轮机护罩100由整体主体106形成，所以涡轮机护罩100可以不需要构建、接合、联接和/或组装各种部分以完全形成涡轮机护罩100，并且/或者在涡轮机护罩100可以安装和/或实施在涡轮机系统10内之前可以不需要构建、接合、联接和/或组装各种部分(参见图2)。相反，如本文所讨论，一旦构建了用于涡轮机护罩100的单个、连续和/或非脱节的整体主体106，涡轮机护罩100就可以立即安装在涡轮机系统10内。
涡轮机护罩100的整体主体106以及涡轮机护罩100的各种部件和/或特征可以使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成。例如，包括整体主体106的涡轮机护罩100可以通过以下来形成：直接金属激光熔化(DMLM)(也称为选择性激光熔化(SLM))、直接金属激光烧结(DMLS)、电子束熔化(EBM)、立体光刻(SLA)、粘结剂喷射、或任何其他合适的增材制造过程。附加地，涡轮机护罩100的整体主体106可以由可由增材制造过程利用以形成涡轮机护罩100，和/或能够在操作期间承受燃气涡轮机系统10内的涡轮机护罩100所经历的操作特性(例如，暴露温度、暴露压力等)的任何材料形成。
涡轮机护罩100还可以包括各种端部、侧面和/或表面。例如，并且如图3和图4所示，涡轮机护罩100的整体主体106可以包括前端108和与前端108相对定位的后端110。前端108可以定位在后端110的上游，使得流过涡轮机28内限定的流动路径(FP)的燃烧气体26可以在流过涡轮机护罩100的整体主体106的相邻后端110之前流过相邻前端108。如图3和图4所示，前端108可以包括第一钩102，该第一钩被配置成联接到和/或接合涡轮机28的壳体36的联接部件48以将涡轮机护罩100联接、定位和/或固定在壳体36内(参见图2)。附加地，后端110可以包括第二钩104，该第二钩与第一钩102相对地定位和/或形成在整体主体106上。类似于第一钩102，第二钩104可以被配置成联接到和/或接合涡轮机28的壳体36的联接部件48以将涡轮机护罩100联接、定位和/或固定在壳体36内(参见图2)。
附加地，涡轮机护罩100的整体主体106还可以包括第一侧112以及与第一侧112相对定位的第二侧118。如图3和图4所示，第一侧112和第二侧118中的每一者可以在前端108与后端110之间延伸和/或形成。简要地转到图5，整体主体106的第一侧112和第二侧118(未示出)可以基本上闭合并且/或者可以包括实心端壁或帽。同样地，并且如本文所讨论的，第一侧112和第二侧118的实心端壁可以基本上防止涡轮机28内的流体(例如，燃烧气体26、冷却流体)进入涡轮机护罩100，和/或防止冷却流体离开在涡轮机护罩100内形成的内部部分(例如，通道)。
如图3至图5所示，涡轮机护罩100的整体主体106还可以包括外表面120。外表面120可以面向在整体主体106与涡轮机壳体36之间形成的冷却室122(参见图2)。更具体地讲，外表面120可以定位、形成、面向和/或直接暴露在涡轮机护罩100的整体主体106与涡轮机28的涡轮机壳体36之间形成的冷却室122中。如本文所讨论的，在涡轮机护罩100的整体主体106与涡轮机壳体36之间形成的冷却室122可以在涡轮机28的操作期间接收冷却流体和/或将冷却流体提供给涡轮机护罩100。除了面向冷却室122之外，涡轮机护罩100的整体主体106的外表面120也可以分别在前端106与后端108之间，以及第一侧112与第二侧118之间形成和/或定位。
涡轮机护罩100的整体主体106还可以包括与外表面120相对形成的内表面124。也就是说，并且如图3和图5中的非限制性示例所示，涡轮机护罩100的整体主体106的内表面124可以与外表面120径向相对地形成。简要返回图2，并继续参考图3和图5，内表面124可以面向流过涡轮机28的燃烧气体26的热气体流动路径(FP)(参见图2)。更具体地讲，内表面124可以定位、形成、面向和/或直接暴露到流过燃气涡轮机系统10的涡轮机28的涡轮机壳体36的燃烧气体26的热气体流动路径(FP)。附加地，如图2所示，涡轮机护罩100的整体主体106的内表面124可以径向邻近翼型件42的尖端部分44定位。除了面向燃烧气体26的热气体流动路径(FP)之外，并且类似于外表面120，涡轮机护罩100的整体主体106的内表面124也可以分别在前端106与后端108之间，以及第一侧112与第二侧118之间形成和/或定位。
转到图6，继续参考图3至图5，现在讨论涡轮机护罩100的附加特征。涡轮机护罩100可以包括基部部分126。如图6所示，基部部分126可以形成为涡轮机护罩100的整体主体106的一体部分。附加地，基部部分126可以包括内表面124，并且/或者内表面124可以形成在涡轮机护罩100的整体主体106的基部部分126上。涡轮机护罩100的整体主体106的基部部分126可以分别在前端106与后端108之间，以及第一侧112与第二侧118之间形成、定位和/或延伸。附加地，基部部分126可以与形成在整体主体106的第一侧112和第二侧118上的实心侧壁一体形成。在非限制性示例中，涡轮机护罩100的整体主体106的基部部分126可以具有在约1.25毫米(mm)(0.05英寸(in))与约6.35mm(0.25in)之间的厚度。如本文所讨论的，涡轮机护罩100的基部部分126可以至少部分地形成和/或限定涡轮机护罩100内的至少一个冷却通道。
涡轮机护罩100可以包括冲击部分128。类似于基部部分126，如图6所示，冲击部分128可以形成为涡轮机护罩100的整体主体106的一体部分。冲击部分128可以包括外表面120，并且/或者外表面120可以形成在涡轮机护罩100的整体主体106的冲击部分128上。涡轮机护罩100的整体主体106的冲击部分128可以分别在前端106与后端108之间，以及第一侧112与第二侧118之间形成、定位和/或延伸。附加地，并且也类似于基部部分126，冲击部分128可以与形成在整体主体106的第一侧112和第二侧118上的实心侧壁一体形成。在涡轮机护罩100形成为整体主体106的非限制性示例中，冲击部分128可以具有在约1.25mm(0.05in)与约6.35mm(0.25in)之间的厚度。如本文所讨论的，涡轮机护罩100的冲击部分128连同基部部分126可以至少部分地形成和/或限定涡轮机护罩100内的至少一个冷却通道。
涡轮机护罩100还可以包括在其中形成的多个冷却通道，其用于在燃气涡轮机系统10的涡轮机28的操作期间冷却涡轮机护罩100。如图6所示，涡轮机护罩100可以包括在涡轮机护罩100的整体主体106内形成、定位和/或延伸的第一冷却通道130。更具体地讲，并简要地返回到图4，涡轮机护罩100的第一冷却通道130(图4中以虚线示出)可以分别在前端108、后端110、第一侧112和第二侧118之间和/或邻近其在整体主体106内延伸。附加地，第一冷却通道130可以在整体主体106内在基部部分126与冲击部分128之间延伸和/或可以至少部分地由该基部部分和该冲击部分限定。如本文所讨论的，第一冷却通道130可以从冷却室122接收冷却流体以冷却涡轮机护罩100。
第一冷却通道130可以包括多个不同的区段、分段和/或部分。例如，第一冷却通道130可以包括在前部分134与后部分136之间定位和/或延伸的中心部分132。如图6所示，第一冷却通道130的中心部分132可以在涡轮机护罩100的整体主体106的前端108与后端110之间居中地形成和/或定位。第一冷却通道130的前部分134可以直接邻近涡轮机护罩100的整体主体106的前端108，并且轴向邻近中心部分132和/或在其轴向上游形成和/或定位。类似地，第一冷却通道130的后部分136可以直接邻近整体主体106的后端110形成和/或定位，与前部分134相对。附加地，后部分136可以轴向邻近中心部分132和/或在其轴向下游形成。在图6所示的非限制性示例中，第一冷却通道130的部分132、134、136中的每一个部分可以包括不同的尺寸，并且更具体地讲是径向开口高度。具体地，第一冷却通道130的中心部分132可以包括第一径向开口高度，前部分134可以包括第二径向开口高度，并且后部分136可以包括第三径向开口高度。第一冷却通道130的后部分136的第三径向开口高度可以大于中心部分132的第一径向开口高度，并且第一冷却通道130的前部分134的第二径向开口高度可以大于后部分136的第三径向开口高度。第一冷却通道130及其各个部分132、134、136的尺寸(例如，径向开口高度)可以取决于多种因素，包括但不限于，涡轮机护罩100的尺寸、基部部分126和/或冲击部分128的厚度、涡轮机护罩100的冷却需求、到前部分134/后部分136(以及本文讨论的附加冷却通道)的期望冷却流量/流速、和/或涡轮机护罩100的前端108和/或后端110的几何形状或形状。在图6的非限制性示例中，前部分134的第二径向开口高度可以大于第一冷却通道130的其余部分132、136，这是由于涡轮机护罩100的整体主体106在前端108处的尺寸、形状和/或几何形状以及/或者涡轮机护罩100的第一钩102的尺寸、形状和/或几何形状。附加地，在涡轮机护罩130中形成的第一冷却通道130的部分132、134、136中的每个部分的径向开口高度可以在单个涡轮机护罩内变化。
为了向第一冷却通道130提供冷却流体，涡轮机护罩100还可以包括穿过其形成的多个冲击开口138。也就是说，并如图6所示，涡轮机护罩100可以包括通过整体主体106的外表面120(并更具体地讲是冲击部分128)形成的多个冲击开口138。通过外表面120和/或冲击部分128形成的多个冲击开口138可以流体地联接冷却室122和第一冷却通道130。如本文所讨论的，在燃气涡轮机系统10的操作期间(参见图1)，流过冷却室122的冷却流体可以穿过或流过多个冲击开口138到达第一冷却通道130以基本上冷却涡轮机护罩100。
应当理解，如图6所示，通过外表面120和/或冲击部分128形成的冲击开口138的尺寸和/或数量仅是例示性的。这样，涡轮机护罩100可以包括更大或更小的冲击开口138，并且/或者可以包括在其中形成的更多或更少的冲击开口138。附加地，尽管多个冲击开口138的尺寸和/或形状被示为基本均匀，但应当理解，在涡轮机护罩100上形成的多个冲击开口138中的每一个冲击开口可以包括不同的尺寸和/或形状。在涡轮机护罩100中形成的冲击开口138的尺寸、形状和/或数量可以至少部分地取决于燃气涡轮机系统10在操作期间的操作特性(例如，暴露温度、暴露压力、涡轮机壳体36内的位置等)。附加地或可替代地，在涡轮机护罩100中形成的冲击开口138的尺寸、形状和/或数量可以至少部分地取决于涡轮机护罩100/第一冷却通道130的特性(例如，基部部分126的厚度、冲击部分128的厚度、第一冷却通道130的高度、第一冷却通道130的体积等)。
附加地，如图6所示，涡轮机护罩100的整体主体106还可以包括多个支撑销140。多个支撑销140可以定位在第一冷却通道130内。更具体地讲，多个支撑销140中的每一个支撑销可以定位在第一冷却通道130内，并且可以分别在整体主体106的基部部分126和冲击部分128之间延伸和/或与该基部部分和该冲击部分一体形成。在非限制性示例中，多个支撑销140可以在第一冷却通道130的中心部分132内形成和/或定位。然而，应当理解，支撑销140也可以定位在第一冷却通道130的不同部分(例如，前部分134、后部分136)中。多个支撑销140可以定位在整个第一冷却通道130上以向基部部分126和冲击部分128两者提供支撑、结构和/或刚性。在本文讨论的其中基部部分126和冲击部分128两者的厚度在约1.25mm(0.05in)与约6.35mm(0.25in)之间的非限制性示例中，基部部分126和冲击部分128可以在燃气涡轮机系统10的操作期间振动而无需附加的结构或支撑。包括在基部部分126与冲击部分128之间延伸和/或与该基部部分和该冲击部分一体形成的多个支撑销140向基部部分126和冲击部分128两者提供了附加的支撑、结构和/或刚性，并且可以在燃气涡轮机系统10的操作期间基本上防止基部部分126和冲击部分128的振动。除了向基部部分126和冲击部分128两者提供支撑、结构和/或刚性之外，如本文所讨论的，定位在第一冷却通道130内的多个支撑销140还可以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)。也就是说，并且如本文所讨论的，可以使用、依赖多个支撑销140，并且/或者其可以在涡轮机护罩100的可能不包括或不能够包括冲击开口138的部分(例如，前部分134、后部分136)中提供增加的冷却和/或热传递。当使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成涡轮机护罩100的整体主体106时，多个支撑销140可与基部部分126和冲击部分128一体形成。在非限制性示例中，在涡轮机护罩100内形成的多个支撑销140可以包括在约0.75mm(0.03in)与约2.54mm(0.10in)之间的宽度/直径。
如图6所示，定位在第一冷却通道130内的支撑销140的尺寸、形状和/或数量仅是例示性的。这样，涡轮机护罩100可以包括更大或更小的支撑销140、不同尺寸的支撑销140、并且/或者可以包括在其中形成的更多或更少的支撑销。类似于冲击开口138，在涡轮机护罩100中形成的支撑销140的尺寸、形状和/或数量可以至少部分地取决于燃气涡轮机系统10在操作期间的操作特性(例如，暴露温度、暴露压力、涡轮机壳体36内的位置等)。附加地或可替代地，在涡轮机护罩100中形成的支撑销140的尺寸、形状和/或数量可以至少部分地取决于涡轮机护罩100/第一冷却通道130的特性(例如，基部部分126的厚度、冲击部分128的厚度、第一冷却通道130的高度、第一冷却通道130的体积等)。
除了第一冷却通道130之外，涡轮机护罩100还可以包括第二冷却通道142。第二冷却通道142可以在涡轮机护罩100的整体主体106内形成、定位和/或延伸。也就是说，并且如图6所示，第二冷却通道142可以邻近前端108在涡轮机护罩100的整体主体106内延伸。第二冷却通道142也可以邻近整体主体106的前端108分别在第一侧112与第二侧118之间在整体主体106内形成和/或延伸。在非限制性示例中，第二冷却通道142可以邻近第一冷却通道130的中心部分132和前部分134在整体主体106内形成和/或延伸。更具体地讲，第二冷却通道142可以邻近第一冷却通道130的中心部分132并在其上游定位，并且还可以从第一冷却通道130的前部分134径向向内定位。在非限制性示例中，第二冷却通道142也可以在第一冷却通道130的前部分134与内表面124和/或基部部分126之间形成或定位。
第二冷却通道142也可以通过第一肋144与第一冷却通道130的前部分134分开。也就是说，并且如图6所示，第一肋144可以在第一冷却通道130与第二冷却通道142之间形成并且可以分开该第一冷却通道和该第二冷却通道。第一肋144可以与涡轮机护罩100的整体主体106一体形成，并且可以邻近涡轮机护罩100的前端108形成。附加地，第一肋144可以在整体主体106内在第一侧112与第二侧118之间延伸，并且可以与形成在整体主体106的第一侧112和第二侧118上的实心侧壁一体形成。
涡轮机护罩100的第二冷却通道142还可以与涡轮机护罩100的第一冷却通道130流体连通和/或流体地联接。例如，涡轮机护罩100的整体主体106可以包括通过第一肋144形成的第一多个冲击孔146。通过第一肋144形成的第一多个冲击孔146可以流体地联接第一冷却通道130(并更具体地讲是前部分134)和第二冷却通道142。如本文所讨论的，在燃气涡轮机系统10的操作期间(参见图1)，流过第一冷却通道130的前部分134的冷却流体可以穿过或流过多个冲击孔146到达第二冷却通道142以基本上冷却涡轮机护罩100。
如图6所示，通过第一肋144形成的冲击孔146的尺寸、形状和/或数量仅是例示性的。这样，涡轮机护罩100可以包括更大或更小的冲击孔146、不同尺寸的冲击孔146、并且/或者可以包括在其中形成的更多或更少的冲击孔146。类似于通过外表面120/冲击部分128形成的冲击开口138，通过第一肋144形成的冲击孔146的尺寸、形状和/或数量可以至少部分地取决于燃气涡轮机系统10在操作期间的操作特性，和/或涡轮机护罩100/第二冷却通道142的特性。
类似于第一冷却通道130，第二冷却通道142还可以包括第一多个支撑销148。也就是说，涡轮机护罩100的整体主体106可以包括定位在第二冷却通道142内的第一多个支撑销148。第一多个支撑销148可以分别在整体主体106的基部部分126和第一肋144之间延伸和/或可以与该基部部分和该第一肋一体形成。类似于定位在第一冷却通道130内的支撑销140，定位在第二冷却通道142内的第一多个支撑销148可以向整体主体106的基部部分126和第一肋144两者提供支撑、结构和/或刚性，并且还可以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)。同样类似于支撑销140，当使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成涡轮机护罩100的整体主体106时，第一多个支撑销148可与基部部分126和第一肋144一体形成。定位在第二冷却通道142内的第一多个支撑销148的尺寸、形状和/或数量仅是例示性的，并且可以至少部分地取决于燃气涡轮机系统10在操作期间的操作特性，和/或涡轮机护罩100/第二冷却通道142的特性。
还如图6所示，涡轮机护罩100可以包括第一排气孔150。第一排气孔150可以与第二冷却通道142流体连通。更具体地讲，第一排气孔150可以与涡轮机护罩100的第二冷却通道142流体连通并且可以从该第二冷却通道轴向延伸。在图6所示的非限制性示例中，第一排气孔150可以通过整体主体106从第二冷却通道142延伸到涡轮机护罩100的前端108。除了与第二冷却通道142流体连通之外，第一排气孔150可以与用于涡轮机28的热气体流动路径(FP)流体连通(参见图2)。这样，第一排气孔150可以流体地联接第二冷却通道142和用于涡轮机28的热气体流动路径(FP)。在操作期间，并且如本文所讨论的，第一排气孔150可以邻近涡轮机护罩100的前端108，从第二冷却通道142排放冷却流体，并且将其排放到流过涡轮机28的燃烧气体26的热气体流动路径(FP)中。尽管图6中示出了单个排气孔，但应当理解，涡轮机护罩的整体主体106可以包括在其中形成并与第二冷却通道142流体连通的多个第一排气孔150。附加地，尽管被示为基本上圆形/圆和线性的，但应当理解，第一排气孔150可以是非圆形和/或非线性的开口、通道和/或歧管。在第一排气孔150被形成为非圆形和/或非线性的情况下，冷却流体的流动方向可以变化以改善涡轮机护罩100的前端108的冷却。
同样在图6所示的非限制性示例中，涡轮机护罩100还可以包括第三冷却通道152。第三冷却通道152可以在涡轮机护罩100的整体主体106内形成、定位和/或延伸。也就是说，第三冷却通道152可以邻近后端110在涡轮机护罩100的整体主体106内延伸。第三冷却通道152也可以邻近整体主体106的后端110分别在第一侧112与第二侧118之间在整体主体106内形成和/或延伸。在非限制性示例中，第三冷却通道152可以邻近第一冷却通道130的中心部分132和后部分136在整体主体106内形成和/或延伸。更具体地讲，第三冷却通道152可以邻近第一冷却通道130的中心部分132并在其下游定位，并且还可以从第一冷却通道130的后部分136径向向内定位。在非限制性示例中，第三冷却通道152也可以在第一冷却通道130的后部分136与内表面124和/或基部部分126之间形成或定位。
第三冷却通道152也可以通过第二肋154与第一冷却通道130的后部分136分开。也就是说，并且如图6所示，第二肋154可以在第一冷却通道130与第三冷却通道152之间形成并且可以分开该第一冷却通道和该第三冷却通道。第二肋154可以与涡轮机护罩100的整体主体106一体形成，并且可以邻近涡轮机护罩100的后端110形成。附加地，第二肋154可以在整体主体106内在第一侧112与第二侧118之间延伸，并且可以与形成在整体主体106的第一侧112和第二侧118上的实心侧壁一体形成。
涡轮机护罩100的第三冷却通道152还可以与涡轮机护罩100的第一冷却通道130流体连通和/或流体地联接。例如，涡轮机护罩100的整体主体106可以包括通过第二肋154形成的第二多个冲击孔156。通过第二肋154形成的第二多个冲击孔156可以流体地联接第一冷却通道130(并更具体地讲是后部分136)和第三冷却通道152。如本文所讨论的，在燃气涡轮机系统10的操作期间(参见图1)，流过第一冷却通道130的后部分136的冷却流体可以穿过或流过第二多个冲击孔156到达第三冷却通道152以基本上冷却涡轮机护罩100。类似于第一多个冲击孔146，如图6所示，通过第二肋154形成的冲击孔156的尺寸、形状和/或数量仅是例示性的，并且可以至少部分地取决于燃气涡轮机系统10在操作期间的操作特性，和/或涡轮机护罩100/第三冷却通道152的特性。
类似于第一冷却通道130，第三冷却通道152还可以包括第二多个支撑销158。也就是说，涡轮机护罩100的整体主体106可以包括定位在第三冷却通道152内的第二多个支撑销158。第二多个支撑销158可以分别在整体主体106的基部部分126和第二肋154之间延伸和/或可以与该基部部分和该第二肋一体形成。类似于定位在第二冷却通道142内的第一多个支撑销148，定位在第三冷却通道152内的第二多个支撑销158可以向整体主体106的基部部分126和第二肋154两者提供支撑、结构和/或刚性，并且还可以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)。同样类似于第一多个支撑销148，当使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成涡轮机护罩100的整体主体106时，第二多个支撑销158可与基部部分126和第二肋154一体形成。定位在第三冷却通道152内的第二多个支撑销158的尺寸、形状和/或数量仅是例示性的，并且可以至少部分地取决于燃气涡轮机系统10在操作期间的操作特性，和/或涡轮机护罩100/第三冷却通道152的特性。
还如图6所示，涡轮机护罩100可以包括第二排气孔160。第二排气孔160可以与第三冷却通道152流体连通。更具体地讲，第二排气孔160可以与涡轮机护罩100的第三冷却通道152流体连通并且可以从该第三冷却通道延伸。如图6所示，第二排气孔160可以通过整体主体106从第三冷却通道152轴向延伸到涡轮机护罩100的后端110。类似于第一排气孔150，第二排气孔160也可以与用于涡轮机28的热气体流动路径(FP)流体连通(参见图2)。这样，第二排气孔160可以流体地联接第三冷却通道152和用于涡轮机28的热气体流动路径(FP)。如本文所讨论的，第二排气孔160可以邻近涡轮机护罩100的后端110，从第三冷却通道152排放冷却流体，并且将其排放到流过涡轮机28的燃烧气体26的热气体流动路径(FP)中。尽管图6中示出了单个排气孔，但应当理解，涡轮机护罩的整体主体106可以包括在其中形成并与第三冷却通道152流体连通的多个第二排气孔160。附加地，尽管被示为基本上圆形/圆和线性的，但应当理解，第二排气孔160可以是非圆形和/或非线性的开口、通道和/或歧管。在第二排气孔160被形成为非圆形和/或非线性的情况下，冷却流体的流动方向可以变化以改善涡轮机护罩100的后端110的冷却。
在燃气涡轮机系统10(参见图1)的操作期间，冷却流体(CF)可以流过整体主体106以冷却涡轮机护罩100。更具体地讲，当涡轮机护罩100在燃气涡轮机系统10的操作期间暴露于流过涡轮机28的热气体流动路径的燃烧气体26(参见图2)并且温度升高时，冷却流体(CF)可以被提供到和/或可以流过通过整体主体106形成和/或延伸的多个冷却通道130、142、152以冷却涡轮机护罩100。相对于图6，各种箭头可以表示和/或可以示出冷却流体(CF)在其流过涡轮机护罩100的整体主体106时的流动路径。在非限制性示例中，冷却流体(CF)可以首先经由通过整体主体106的外表面120和/或冲击部分128形成的多个冲击开口138从冷却室122流动到第一冷却通道130。冷却流体(CF)可以最初进入第一冷却通道130的中心部分132。流入/流过第一冷却通道130的中心部分132的冷却流体(CF)可以冷却外表面120/冲击部分128和/或内表面124/基部部分126并且/或者从其接收热量。附加地，定位在第一冷却通道130内的多个支撑销140可以接收和/或消散来自外表面120/冲击部分128和/或内表面124/基部部分126的热量中的一些。一旦进入第一冷却通道130内，冷却流体(CF)可以分散并且/或者可以轴向地朝向涡轮机护罩100的整体主体106的前端108或后端110中的一个流动。更具体地讲，第一冷却通道130的中心部分132中的冷却流体(CF)可以轴向流入第一冷却通道130的前部分134或第一冷却通道130的后部分136。由于例如第一冷却通道130内的内部压力，冷却流体(CF)可以流动到第一冷却通道130的相应部分134、136和/或涡轮机护罩100的端部108、110。
一旦冷却流体(CF)已经流动到第一冷却通道130的相对部分134、136和/或涡轮机护罩100的端部108、110，冷却流体(CF)就可以流动到涡轮机护罩100的整体主体106内形成和/或延伸的不同冷却通道142、152以继续冷却涡轮机护罩100和/或接收热量。例如，流动到前端108和/或第一冷却通道130的前部分134的冷却流体(CF)的部分可以随后流动到第二冷却通道142。冷却流体(CF)可以经由通过整体主体106的第一肋144形成的第一多个冲击孔146从第一冷却通道130的前部分134流动到第二冷却通道142。一旦进入第二冷却通道142内，冷却流体(CF)连同定位在第二冷却通道142内的第一多个支撑销148可以继续冷却涡轮机护罩100并且/或者接收/消散来自涡轮机护罩100的热量。从第二冷却通道142，冷却流体(CF)可以流过第一排气孔150，邻近前端108排出，并进入流过涡轮机28的燃烧气体26的热气体流动路径(参见图2)。
同时，流动到后端110和/或第一冷却通道130的后部分136的冷却流体(CF)的不同部分可以随后流动到第三冷却通道152。冷却流体(CF)可以经由通过整体主体106的第二肋154形成的第二多个冲击孔156从第一冷却通道130的后部分136流动到第三冷却通道152。一旦进入第三冷却通道152内，冷却流体(CF)连同定位在第三冷却通道152内的第二多个支撑销158可以继续冷却涡轮机护罩100并且/或者接收/消散来自涡轮机护罩100的热量。冷却流体(CF)然后可以流过第二排气孔160，邻近后端110排出，并最终流入流过涡轮机28的燃烧气体26的热气体流动路径(参见图2)。
图7和图8示出了用于图1的燃气涡轮机系统10的涡轮机28的涡轮机护罩100的另一个非限制性示例的各种视图。具体地，图7示出了涡轮机护罩100的顶视图，并且图8示出了涡轮机护罩100的横截面侧视图。应当理解，类似编号和/或命名的部件可能以基本类似的方式起作用。为清楚起见，已经省略了对这些部件的冗余解释。
与图3至图6的非限制性示例相比，图7和图8所示的涡轮机护罩100可以包括通过整体主体106的不同部分形成的第一排气孔150和第二排气孔160。例如，并参考图8，第一排气孔150可以与涡轮机护罩100的第二冷却通道142流体连通，并且可以从该涡轮机护罩的该第二冷却通道延伸并通过基部部分126。尽管仍然基本上邻近前端108定位，但第一排气孔150可以大体径向延伸通过整体主体106的基部部分126和/或通过该基部部分排出冷却流体(CF)。附加地，并如图8所示，第二排气孔160可以与第三冷却通道152流体连通，并且可以从该第三冷却通道大致径向地延伸并通过基部部分126。第二排气孔160可以基本上邻近后端110定位，但类似于第一排气孔150，可以延伸通过整体主体106的基部部分126和/或通过该整体主体的该基部部分排出来自第三冷却通道152的冷却流体(CF)。第一排气孔150和第二排气孔160都可以将冷却流体(CF)排出到流过涡轮机28的燃烧气体26的热气体流动路径中(参见图2)。
图7和图8所示的涡轮机护罩100还可以包括附加特征。例如，涡轮机护罩100可以包括第一冷却通道壁162。第一冷却通道壁162(在图7中以虚线示出)可以包括和/或形成在第一冷却通道130中，并且可以在涡轮机护罩100的整体主体106的第一侧112与第二侧118之间延伸。附加地，并如图7所示，第一冷却通道壁162可以在第一冷却通道130内基本上平行于前端108和后端110延伸。继续图8所示的非限制性示例，第一冷却通道壁162可以在第一冷却通道130的中心部分132中形成，并且可以分别在整体主体106的基部部分126和冲击部分128之间延伸和/或可以与该基部部分和该冲击部分一体形成。当使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成涡轮机护罩100的整体主体106时，第一冷却通道壁162可与基部部分126和冲击部分128一体形成。
如本文中相对于定位在第一冷却通道130内的多个支撑销140类似地讨论的，第一冷却通道壁162可以在第一冷却通道130中形成，以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)。附加地或可替代地，第一冷却通道壁162可以在第一冷却通道130中形成以分开第一冷却通道130，并且/或者在本文讨论的冷却过程期间辅助将冷却流体(CF)引导到第一冷却通道130的相应部分134、136和/或涡轮机护罩100的端部108、110。也就是说，第一冷却通道壁162可以基本上将第一冷却通道130分成前区段164和后区段166。第一冷却通道130的前区段164可以在整体主体106的前端108与第一冷却通道壁162之间形成。前区段164还可包括第一冷却通道130的中心部分132的一部分，以及前部分134。附加地，第一冷却通道130的后区段166可以在整体主体106的后端110与第一冷却通道壁162之间形成。后区段166可以包括第一冷却通道130的中心部分132的不同或剩余部分，以及后部分136。通过在第一冷却通道130中形成前区段164和前区段166，第一冷却通道壁162可以确保冷却流体(CF)在第一冷却通道130内分开。附加地，在第一冷却通道130内形成第一冷却通道壁162可以确保冷却流体(CF)的期望部分分别通过相应的前区段164和后区段166流动到第二冷却通道142和第三冷却通道152，如本文中类似讨论的。
图9和图10示出了用于图1的燃气涡轮机系统10的涡轮机28的涡轮机护罩100的附加非限制性示例的各种视图。具体地，图9示出了涡轮机护罩100的顶视图，并且图10示出了涡轮机护罩100的横截面侧视图。应当理解，类似编号和/或命名的部件可能以基本类似的方式起作用。为清楚起见，已经省略了对这些部件的冗余解释。
在图9和图10所示的非限制性示例中，涡轮机护罩100还可以包括第二冷却通道壁168。第二冷却通道壁168(在图9中以虚线示出)可以包括和/或形成在第一冷却通道130中，并且可以在涡轮机护罩100的整体主体106的前端108和后端110之间轴向延伸，基本上平行于第一侧112和第二侧118。附加地，第二冷却通道壁168可以在第一冷却通道130内基本垂直于第一冷却通道壁162延伸。转到图10，并且类似于第一冷却通道壁162，第二冷却通道壁168可以分别在整体主体106的基部部分126和冲击部分128之间延伸和/或可以与该基部部分和该冲击部分一体形成。当使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成涡轮机护罩100的整体主体106时，第二冷却通道壁168可与基部部分126和冲击部分128一体形成。图10所示的第二冷却通道壁168也可以在第一冷却通道130的中心部分132、前部分134和后部分136中形成和/或延伸通过这些部分。
如本文中相对于定位在第一冷却通道130内的多个支撑销140和/或第一冷却通道壁162类似地讨论的，第二冷却通道壁168也可以在第一冷却通道130中形成，以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)。附加地或可替代地，第二冷却通道壁168连同第一冷却通道壁162可以在第一冷却通道130中形成以便分开第一冷却通道130，和/或辅助在第一冷却通道130内引导冷却流体(CF)，如本文相对于图7和图8类似地讨论的。例如，第一冷却通道壁162和第二冷却通道壁168可以基本上将第一冷却通道130分成第一前区段170、第二前区段172、第一后区段174和第二后区段176。第一冷却通道130的第一前区段170可以形成在整体主体106的前端108与第一冷却通道壁162之间，以及第一侧112与第二冷却通道壁168之间。第一冷却通道130的第二前区段172可以形成在前端108与第一冷却通道壁162之间，以及第二侧118与第二冷却通道壁168之间。第一前区段170和第二前区段172各自还可包括第一冷却通道130的中心部分132的不同部分，以及前部分134的不同部分。附加地，第一冷却通道130的第一后区段174可以形成在整体主体106的后端110与第一冷却通道壁162之间，以及第一侧112与第二冷却通道壁168之间。第一冷却通道130的第二后区段176可以形成在整体主体106的后端110与第一冷却通道壁162之间，以及第二侧118与第二冷却通道壁168之间。第一后区段174和第二后区段176可以各自包括第一冷却通道130的中心部分132的不同剩余部分，以及后部分136的不同部分。如本文中相对于图7和图8类似地讨论的，通过形成第一冷却通道130中的第一前区段170、第二前区段172、第一后区段174和第二后区段176，第一冷却通道壁162和第二冷却通道壁168可以确保在燃气涡轮机系统10(参见图1)的操作期间，冷却流体(CF)在第一冷却通道130内分开。
图11示出了涡轮机护罩100的另一个非限制性示例的顶视图。在图1所示的非限制性示例中，涡轮机护罩100可以仅包括第二冷却通道壁168。也就是说，涡轮机护罩100可以包括第二冷却通道壁168，但不包括第一冷却通道壁162。如本文中相对于图9和图10类似地讨论的，第二冷却通道壁168(在图11中以虚线示出)可以包括和/或形成在第一冷却通道130中。第二冷却通道壁168可以在涡轮机护罩100的整体主体106的前端108和后端110之间轴向延伸，并基本上平行于第一侧112和第二侧118。附加地，并且如本文所讨论的，第二冷却通道壁168可以分别在整体主体106的基部部分126和冲击部分128之间延伸和/或可以与该基部部分和该冲击部分一体形成，并且可以在第一冷却通道130的中心部分132、前部分134和后部分136中形成和/或延伸通过这些部分(参见图10)。
如本文中相对于图9和图10讨论的，第二冷却通道壁168可以形成在第一冷却通道130中，以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)，和/或辅助在第一冷却通道130内引导冷却流体(CF)。例如，第二冷却通道壁168可以基本上将第一冷却通道130分成第一侧区段178和第二侧区段180。第一冷却通道130的第一侧区段178可以形成在整体主体106的前端108和后端110之间，以及第一侧112和第二冷却通道壁168之间。第一冷却通道130的第二侧区段180可以形成在整体主体106的前端108和后端110之间，以及第二侧118和第二冷却通道壁168之间。第一侧区段178和第二侧区段180可以各自包括第一冷却通道130的中心部分132、前部分134和后部分136的不同部分，以及前部分134的不同部分。如本文中类似地讨论的，通过形成第一冷却通道130中的第一侧区段178和第二侧区段180，第二冷却通道壁168可以确保在燃气涡轮机系统10(参见图1)的操作期间，冷却流体(CF)在第一冷却通道130内分开。
图12和图13示出了用于图1的燃气涡轮机系统10的涡轮机28的涡轮机护罩100的另一个非限制性示例的各种视图。具体地，图12示出了涡轮机护罩100的顶视图，并且图13示出了图12所示的涡轮机护罩100的横截面侧视图。类似于图7和图8所示的非限制性示例，图12和图13的涡轮机护罩100可以包括第一冷却通道壁162，该第一冷却通道壁在第一冷却通道130中形成，并且在整体主体106的第一侧112和第二侧118之间延伸。附加地，在图12和图13所示的非限制性示例中，第二冷却通道142还可以包括第三冷却通道壁182。第一冷却通道壁182(在图12中以虚线示出)可以包括和/或形成在第二冷却通道142中，并且可以从涡轮机护罩100的整体主体106的前端108轴向延伸。附加地，第三冷却通道壁182可以在第二冷却通道142内基本上平行于涡轮机护罩100的整体主体106的第一侧112和第二侧118延伸。继续图13所示的非限制性示例，第三冷却通道壁182可以分别在整体主体106的基部部分126和第一肋144之间形成和/或延伸，和/或与该基部部分和该第一肋一体形成。当使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成涡轮机护罩100的整体主体106时，第三冷却通道壁182可与基部部分126和第一肋144一体形成。
如本文中相对于定位在涡轮机护罩100内的多个支撑销140、148类似地讨论的，第三冷却通道壁182可以在第二冷却通道142中形成，以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)。附加地或可替代地，第三冷却通道壁182可以在第二冷却通道142中形成，以分开第二冷却通道142，并且/或者在本文所讨论的冷却过程期间帮助引导冷却流体(CF)通过第二冷却通道142。也就是说，第三冷却通道壁182可以基本上将第二冷却通道142分成第一区段184和第二区段186。第二冷却通道142的第一区段184可以在整体主体106的第一侧112与第三冷却通道壁182之间形成。第二冷却通道142的第二区段186可以在整体主体106的第二侧118与第三冷却通道壁182之间形成。如本文中类似地讨论的，通过形成第二冷却通道142中的第一区段184和第二区段186，第三冷却通道壁182可以确保在燃气涡轮机系统10(参见图1)的操作期间，冷却流体(CF)在第二冷却通道142内被分开。
类似于第二冷却通道142，第三冷却通道152可以包括第四冷却通道壁188。在图12和图13所示的非限制性示例中，第四冷却通道壁188(在图12中以虚线示出)可以包括和/或形成在第三冷却通道152中，并且可以从涡轮机护罩100的整体主体106的后端110轴向延伸。附加地，第四冷却通道壁188可以在第三冷却通道152内基本上平行于涡轮机护罩100的整体主体106的第一侧112和第二侧118延伸。继续图13所示的非限制性示例，第四冷却通道壁188可以分别在整体主体106的基部部分126和第二肋154之间形成和/或延伸，和/或与该基部部分和该第二肋一体形成。当使用任何合适的增材制造过程和/或方法来形成涡轮机护罩100的整体主体106时，第四冷却通道壁188可与基部部分126和第二肋154一体形成。
如本文中相对于定位在涡轮机护罩100内的多个支撑销140、158类似地讨论的，第四冷却通道壁188可以在第三冷却通道152中形成，以在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却(参见图1)。附加地或可替代地，第四冷却通道壁188可以在第三冷却通道152中形成，以分开第三冷却通道152，并且/或者在本文所讨论的冷却过程期间帮助引导冷却流体(CF)通过第三冷却通道152。也就是说，第四冷却通道壁188可以基本上将第三冷却通道152分成第一区段190和第二区段192。第三冷却通道152的第一区段190可以在整体主体106的第一侧112与第四冷却通道壁188之间形成。第三冷却通道152的第二区段192可以在整体主体106的第二侧118与第四冷却通道壁188之间形成。如本文中类似地讨论的，通过形成第三冷却通道152中的第一区段190和第二区段192，第四冷却通道壁188可以确保在燃气涡轮机系统10(参见图1)的操作期间，冷却流体(CF)在第三冷却通道152内分开。
尽管被示为在第二冷却通道142和第三冷却通道152中形成，但应当理解，冷却通道壁182、188可以仅在第二冷却通道142或第三冷却通道152中的一个中形成。也就是说，在附加的非限制性示例中，仅第二冷却通道142可以包括第三冷却通道壁182，或者可替代地，第三冷却通道152可包括第四冷却通道壁188。附加地，尽管在图12和图13中被示为在仅包括第一冷却通道壁162的涡轮机护罩100中形成，但冷却通道壁182、188也可以在包括第一冷却通道壁162和第二冷却通道壁168两者(参见图9和图10)，或可替代地仅包括第二冷却通道壁168(参见图11)的涡轮机护罩100中形成。
图14至图18示出了用于图1的燃气涡轮机系统10的涡轮机28的涡轮机护罩100的非限制性示例的各种视图。应当理解，类似编号和/或命名的部件可能以基本类似的方式起作用。为清楚起见，已经省略了对这些部件的冗余解释。
转到图14，涡轮机护罩100的整体主体106的非限制性示例可以仅包括第一冷却通道130和第三冷却通道152。也就是说，涡轮机护罩100可以不包括第二冷却通道142(参见图6)。不包括第二冷却通道142的涡轮机护罩100的整体主体106也可以不分别包括第一肋144、第一多个冲击孔146和第一多个支撑销148。相反，并如图14所示，第一冷却通道130的前部分134可以基本上在基部部分126与冲击部分128之间延伸。附加地，在图14所示的非限制性示例中，第一排气孔150可以与第一冷却通道130(并更具体地讲，第一冷却通道130的前部分134)流体连通，并且可以通过整体主体106从第一冷却通道130延伸到涡轮机护罩100的前端108。
如本文中相对于第一冷却通道130的中心部分132类似地讨论的，多个支撑销140的一部分可以定位在前部分134内，和/或可以在第一冷却通道130的前部分134中在基部部分126与冲击部分128之间延伸。定位在前部分134内的多个支撑销140可以与整体主体106的基部部分126和冲击部分128一体形成，以提供支撑、结构和/或刚性，以及在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却。
在图15所示的非限制性示例中，涡轮机护罩100的整体主体106可以仅包括第一冷却通道130和第二冷却通道142。也就是说，涡轮机护罩100可以不包括第三冷却通道152(参见图6)。由于不包括第三冷却通道152，涡轮机护罩100的整体主体106也可以不分别包括第二肋154、第二多个冲击孔156和第二多个支撑销158。如图15所示，第一冷却通道130的后部分136可以基本上在基部部分126与冲击部分128之间延伸。第二排气孔160可以与第一冷却通道130(并更具体地讲，第一冷却通道130的后部分136)流体连通，并且可以通过整体主体106从第一冷却通道130延伸到涡轮机护罩100的后端110。
形成和/或定位在第一冷却通道130内的多个支撑销140的一部分也可以定位在后部分136内，并且/或者可以在第一冷却通道130的后部分136中在基部部分126与冲击部分128之间延伸。定位在后部分136内的多个支撑销140可以与整体主体106的基部部分126和冲击部分128一体形成，以提供支撑、结构和/或刚性，以及在燃气涡轮机系统10的操作期间辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却。
类似于图15，图16所示的涡轮机护罩100的非限制性示例也可以仅包括第一冷却通道130和第二冷却通道142。然而，并且与图15所示的非限制性示例相比较，图16所示的涡轮机护罩100的第一冷却通道130可以包括不同的特征。例如，第一冷却通道130的后部分136可以包括基本上蛇形的图案194。也就是说，并如图16所示，第一冷却通道130的后部分136可以形成为包括蛇形图案194，该蛇形图案可以延伸、蛇形行进和/或包括跨越基部部分126与冲击部分128之间的多个匝。在非限制性示例中，在第一冷却通道130的后部分136中形成的蛇形图案194可以与延伸通过涡轮机护罩100的整体主体106的后端110的第二排气孔160流体连通。如本文所讨论的，在燃气涡轮机系统10的操作期间，在第一冷却通道130的后部分136中形成的蛇形图案194可以辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却。应当理解，蛇形图案194中包括的匝数是示例性的。这样，形成在第一冷却通道130的后部分136中的蛇形图案194可以包括比图16所示更多或更少的匝。附加地，应当理解，除了或代替如图16所示的形成在后部分136中，蛇形图案194也可以形成在第一冷却通道130的前部分134中。
图17和图18示出了用于图1的燃气涡轮机系统10的涡轮机28的涡轮机护罩100的附加非限制性示例的各种视图。具体地，图17示出了涡轮机护罩100的顶视图，并且图18示出了涡轮机护罩100的横截面侧视图。图17和图18所示的涡轮机护罩100可以包括在第一冷却通道130的后部分136中形成的蛇形图案194的另一个非限制性示例。也就是说，并如图17和图18所示，第一冷却通道130的后部分136可以形成为包括蛇形图案194，该蛇形图案可以延伸、蛇形行进和/或包括跨越整体主体106的第一端112与第二端118之间的多个匝。第一冷却通道130的蛇形图案194的开口的每个部分也可以在涡轮机护罩100的整体主体106的基部部分126与冲击部分128之间径向延伸。在非限制性示例中，在第一冷却通道130的后部分136中形成的蛇形图案194可以与延伸通过涡轮机护罩100的整体主体106的后端110的第二排气孔160流体连通。如本文所讨论的，在燃气涡轮机系统10的操作期间，在第一冷却通道130的后部分136中形成的蛇形图案194可以辅助涡轮机护罩100的热传递和/或冷却。如图18所示，从第一冷却通道130的中心部分132流动的冷却流体(CF)可以在从第二排气孔160排出之前流过蛇形图案194，并且在第一端112与第二端118之间来回流动。应当理解，蛇形图案194中包括的匝数是例示性的。这样，形成在第一冷却通道130的后部分136中的蛇形图案194可以包括比图17和图18所示更多或更少的匝。附加地，应当理解，除了或代替如图17和图18所示的形成在后部分136中，蛇形图案194也可以形成在第一冷却通道130的前部分134中。
尽管在本文中相对于不同的实施方案示出和描述，但应当理解，涡轮机护罩100可以包括图3至图18非限制性示例中所示的配置的任何组合。例如，涡轮机护罩100可以仅包括第一冷却通道130，该第一冷却通道包括似于图14的非限制性示例所示的前部分134，以及类似于图15的限制性示例所示的后部分136。在另一个非限制性示例中，仅包括第一冷却通道130的涡轮机护罩100可以包括类似于图14的非限制性示例所示的前部分134，以及类似于图18的非限制性示例所示的包括蛇形图案194的后部分136。
技术效果是提供整体主体式涡轮机护罩，其包括在其中形成的多个冷却通道。涡轮机护罩的整体主体允许用于涡轮机护罩的更复杂冷却通道配置和/或更薄壁，这进而改善了涡轮机护罩的冷却。
本文使用的术语仅用于描述特定实施方案的目的并且不旨在限制本公开。如本文所使用，单数形式“一”、“一个”和“该”旨在也包括复数形式，除非上下文另有明确说明。将进一步理解，当在本说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”指定存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但不排除存在或者添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或其组。“任选的”或“任选地”意指随后描述的事件或情况可能发生或可能不发生，并且该描述包括事件发生的实例和事件不发生的实例。
如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言可以用于修改可以允许变化的任何定量表示，而不会导致与其相关的基本功能的变化。因此，由一个或多个术语(诸如“约”、“大约”和“基本上”)修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。这里和整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合和/或互换，此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有说明。应用于范围的特定值的“大约”适用于两个值，除非另外依赖于测量值的仪器的精度，否则可以指示所述值的+/-10％。
以下权利要求中的所有装置或步骤加功能元件的对应结构、材料、动作和等同物旨在包括用于结合具体要求保护的其他要求保护的元件执行功能的任何结构、材料或动作。已经出于说明和描述的目的给出了对本公开的描述，但其并不旨在穷举或将本公开限制于所公开的形式。在不脱离本公开的范围和实质的情况下，许多修改和变化对于本领域普通技术人员将是显而易见的。选择和描述了实施方案以便最好地解释本公开的原理和实际应用，并且使得本领域的其他技术人员能够理解具有适合于预期的特定用途的各种修改的本公开的各种实施方案。

Claims (15)

1.一种联接到涡轮机系统(10)的涡轮机壳体(36)的涡轮机护罩(100)，所述涡轮机护罩(100)包括：
整体主体(106)，所述整体主体包括：
前端(108)；
后端(110)，所述后端与所述前端(108)相对地定位；
外表面(120)，所述外表面面向在所述整体主体(106)与所述涡轮机壳体(36)之间形成的冷却室(122)；以及
内表面(124)，所述内表面面向用于所述涡轮机系统(10)的热气体流动路径(FP)；
第一冷却通道(130)，所述第一冷却通道在所述整体主体(106)内延伸，所述第一冷却通道(130)包括邻近所述整体主体(106)的所述前端(108)定位的前部分(134)、邻近所述整体主体(106)的所述后端(110)定位的后部分(136)、以及定位在所述前部分(134)与所述后部分(136)之间的中心部分(132)；
多个冲击开口(138)，所述多个冲击开口通过所述整体主体(106)的所述外表面(120)形成以将所述第一冷却通道(130)流体地联接到所述冷却室(122)；以及
以下中的至少一个：
第二冷却通道(142)，所述第二冷却通道邻近所述前端(108)在所述整体主体(106)内延伸，所述第二冷却通道(142)与所述第一冷却通道(130)流体连通，或者
第三冷却通道(152)，所述第三冷却通道邻近所述后端(110)在所述整体主体(106)内延伸，所述第三冷却通道(152)与所述第一冷却通道(130)流体连通。
2.根据权利要求1所述的涡轮机护罩(100)，其中所述整体主体(106)还包括定位在所述第一冷却通道(130)内的多个支撑销(140)。
3.根据权利要求1所述的涡轮机护罩(100)，其中所述整体主体(106)还包括以下中的至少一个：
第一肋(144)，所述第一肋邻近所述前端(108)形成，所述第一肋(144)定位在所述第一冷却通道(130)与所述第二冷却通道(142)之间并将所述第一冷却通道与所述第二冷却通道分开，或者
第二肋(154)，所述第二肋邻近所述后端(110)形成，所述第二肋(154)定位在所述第一冷却通道(130)与所述第三冷却通道(152)之间并将所述第一冷却通道与所述第三冷却通道分开。
4.根据权利要求3所述的涡轮机护罩(100)，其中所述整体主体(106)还包括以下中的至少一个：
第一多个冲击孔(146)，所述第一多个冲击孔通过所述第一肋(144)形成，所述第一多个冲击孔(146)流体地联接所述第一冷却通道(130)和所述第二冷却通道(142)，或者
第二多个冲击孔(156)，所述第二多个冲击孔通过所述第二肋(154)形成，所述第二多个冲击孔(156)流体地联接所述第一冷却通道(130)和所述第三冷却通道(152)。
5.根据权利要求1所述的涡轮机护罩(100)，其中所述整体主体(106)还包括以下中的至少一个：
第一多个支撑销(148)，所述第一多个支撑销定位在所述第二冷却通道(142)内，或者
第二多个支撑销(158)，所述第二多个支撑销定位在所述第三冷却通道(152)内。
6.根据权利要求1所述的涡轮机护罩(100)，其中所述第一冷却通道(130)还包括：
第一冷却通道壁(162)，所述第一冷却通道壁在所述整体主体(106)的两个相对侧(112,118)之间延伸，所述第一冷却通道壁(162)定位在所述第一冷却通道(130)内并平行于所述前端(108)和所述后端(110)延伸。
7.根据权利要求6所述的涡轮机护罩(100)，其中所述第一冷却通道(130)包括：
前区段(164)，所述前区段在所述整体主体(106)的所述前端(108)与所述第一冷却通道壁(162)之间形成；以及
后区段(166)，所述后区段在所述整体主体(106)的所述后端(110)与所述第一冷却通道壁(162)之间形成。
8.根据权利要求1所述的涡轮机护罩(100)，其中所述第一冷却通道(130)还包括：
第一冷却通道壁(162)，所述第一冷却通道壁在所述整体主体(106)的两个相对侧(112,118)之间延伸，所述第一冷却通道壁(162)定位在所述第一冷却通道(130)内并平行于所述前端(108)和所述后端(110)延伸；以及
第二冷却通道壁(168)，所述第二冷却通道壁在所述前端(108)与所述后端(110)之间平行于所述整体主体(106)的所述两个相对侧(112,118)延伸，所述第二冷却通道壁(168)定位在所述第一冷却通道(130)内并垂直于所述第一冷却通道壁(162)延伸。
9.根据权利要求8所述的涡轮机护罩(100)，其中所述第一冷却通道(130)包括：
第一前区段(170)，所述第一前区段在所述前端(108)与所述第一冷却通道壁(162)之间形成，所述第一前区段(170)在所述整体主体(106)的所述两个相对侧的第一侧(112)与所述第二冷却通道壁(168)之间形成；
第二前区段(172)，所述第二前区段在所述前端(108)与所述第一冷却通道壁(162)之间形成，所述第二前区段(172)在所述整体主体(106)的所述两个相对侧的第二侧(118)与所述第二冷却通道壁(168)之间形成；
第一后区段(166)，所述第一后区段在所述后端(110)与所述第一冷却通道壁(162)之间形成，所述第一后区段(166)在所述两个相对侧的所述第一侧(112)与所述第二冷却通道壁(168)之间形成；以及
第二后区段(176)，所述第二后区段在所述后端(110)与所述第一冷却通道壁(162)之间形成，所述第二后区段(176)在所述两个相对侧的所述第二侧(118)与所述第二冷却通道壁(168)之间形成。
10.根据权利要求1所述的涡轮机护罩(100)，还包括：
第一排气孔(150)，所述第一排气孔与所述第一冷却通道(130)或所述第二冷却通道(142)中的一个流体连通，
其中所述第一排气孔(150)延伸通过以下中的一个：
所述整体主体(106)的所述前端(108)，或者
所述整体主体(106)的所述内表面(124)。
11.根据权利要求10所述的涡轮机护罩(100)，还包括：
第二排气孔(160)，所述第二排气孔与所述第一冷却通道(130)或所述第三冷却通道(152)中的一个流体连通，
其中所述第二排气孔(160)延伸通过以下中的一个：
所述整体主体(106)的所述后端(110)，或者
所述整体主体(106)的所述内表面(124)。
12.一种涡轮机系统(10)，包括：
涡轮机壳体(36)；以及
第一级，所述第一级定位在所述涡轮机壳体(36)内，所述第一级包括：
多个涡轮机桨片(38)，所述多个涡轮机桨片定位在所述涡轮机壳体(36)内并周向地围绕转子(30)；
多个定子叶片(40)，所述多个定子叶片定位在所述涡轮机壳体(36)内，位于所述多个涡轮机桨片(38)的下游；以及
多个涡轮机护罩(100)，所述多个涡轮机护罩径向邻近所述多个涡轮机桨片(38)并在所述多个定子叶片(40)的上游定位，所述多个涡轮机护罩(100)中的每一个涡轮机护罩包括：
整体主体(106)，所述整体主体包括：
前端(108)；
后端(110)，所述后端与所述前端(108)相对地定位；
外表面(120)，所述外表面面向在所述整体主体(106)与所述涡轮机壳体(36)之间形成的冷却室(122)；以及
内表面(124)，所述内表面面向用于所述涡轮机系统(10)的热气体流动路径(FP)；
第一冷却通道(130)，所述第一冷却通道在所述整体主体(106)内延伸，所述第一冷却通道(130)包括邻近所述整体主体(106)的所述前端(108)定位的前部分(134)、邻近所述整体主体(106)的所述后端(110)定位的后部分(136)、以及定位在所述前部分(134)与所述后部分(136)之间的中心部分(132)；
多个冲击开口(138)，所述多个冲击开口通过所述整体主体(106)的所述外表面(120)形成以将所述第一冷却通道(130)流体地联接到所述冷却室(122)；以及
以下中的至少一个：
第二冷却通道(142)，所述第二冷却通道邻近所述前端(108)在所述整体主体(106)内延伸，所述第二冷却通道(142)与所述第一冷却通道(130)流体连通，或者
第三冷却通道(152)，所述第三冷却通道邻近所述后端(110)在所述整体主体(106)内延伸，所述第三冷却通道(152)与所述第一冷却通道(130)流体连通。
13.根据权利要求12所述的涡轮机系统(10)，其中所述多个涡轮机护罩(100)中的每一个涡轮机护罩的所述第一冷却通道(130)还包括以下中的至少一个：
第一冷却通道壁(162)，所述第一冷却通道壁在所述整体主体(106)的两个相对侧之间延伸，所述第一冷却通道壁(162)定位在所述第一冷却通道(130)内并平行于所述前端(108)和所述后端(110)延伸，或者
第二冷却通道壁(168)，所述第二冷却通道壁在所述前端(108)与所述后端(110)之间平行于所述整体主体(106)的所述两个相对侧延伸，所述第二冷却通道壁(168)定位在所述第一冷却通道(130)内并垂直于所述第一冷却通道壁(162)延伸。
14.根据权利要求13所述的涡轮机系统(10)，其中所述多个涡轮机护罩(100)中的每一个涡轮机护罩还包括以下中的至少一个：
第三冷却通道壁(186)，所述第三冷却通道壁定位在所述第二冷却通道(142)内并平行于所述整体主体(106)的所述两个相对侧延伸，或者
第四冷却通道壁(188)，所述第四冷却通道壁定位在所述第三冷却通道(152)内并平行于所述整体主体(106)的所述两个相对侧延伸。
15.根据权利要求12所述的涡轮机系统(10)，其中在所述整体主体(106)中形成的所述第一冷却通道(130)的所述后部分(136)包括基本上蛇形的图案(194)。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10927693B2 (en) 2019-01-31 2021-02-23 General Electric Company Unitary body turbine shroud for turbine systems
US10830050B2 (en) * 2019-01-31 2020-11-10 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including structural breakdown and collapsible features
US10822986B2 (en) 2019-01-31 2020-11-03 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including internal cooling passages
JP7242421B2 (ja) * 2019-05-17 2023-03-20 三菱重工業株式会社 タービン静翼、ガスタービン及びタービン静翼の製造方法
US11035248B1 (en) * 2019-11-25 2021-06-15 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including shot peen screens integrally formed therein and turbine systems thereof
EP4001593B1 (en) * 2020-11-13 2023-12-20 Doosan Enerbility Co., Ltd. A gas turbine vane comprising an impingement cooled inner shroud
US11814974B2 (en) 2021-07-29 2023-11-14 Solar Turbines Incorporated Internally cooled turbine tip shroud component
KR102636366B1 (ko) * 2021-09-15 2024-02-13 두산에너빌리티 주식회사 링 세그먼트, 이를 포함하는 회전 기계
KR102660054B1 (ko) * 2021-09-16 2024-04-22 두산에너빌리티 주식회사 링 세그먼트, 이를 포함하는 회전 기계

Family Cites Families (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3728039A (en) 1966-11-02 1973-04-17 Gen Electric Fluid cooled porous stator structure
US3825364A (en) 1972-06-09 1974-07-23 Gen Electric Porous abradable turbine shroud
US4086757A (en) 1976-10-06 1978-05-02 Caterpillar Tractor Co. Gas turbine cooling system
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4526226A (en) * 1981-08-31 1985-07-02 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4752184A (en) 1986-05-12 1988-06-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-locking outer air seal with full backside cooling
US5169287A (en) 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
US5197853A (en) 1991-08-28 1993-03-30 General Electric Company Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine
US5584651A (en) 1994-10-31 1996-12-17 General Electric Company Cooled shroud
GB9815611D0 (en) 1998-07-18 1998-09-16 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to turbine cooling
US6241467B1 (en) 1999-08-02 2001-06-05 United Technologies Corporation Stator vane for a rotary machine
JP2001085300A (ja) 1999-09-10 2001-03-30 Nikon Corp マーク検出方法、電子線装置及び半導体デバイス製造方法
US6354795B1 (en) 2000-07-27 2002-03-12 General Electric Company Shroud cooling segment and assembly
GB0029337D0 (en) * 2000-12-01 2001-01-17 Rolls Royce Plc A seal segment for a turbine
US6779597B2 (en) 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US6899518B2 (en) 2002-12-23 2005-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment apparatus for reusing cooling air
FR2857406B1 (fr) * 2003-07-10 2005-09-30 Snecma Moteurs Refroidissement des anneaux de turbine
US7063503B2 (en) 2004-04-15 2006-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud cooling system
US7097418B2 (en) 2004-06-18 2006-08-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Double impingement vane platform cooling
US7306424B2 (en) * 2004-12-29 2007-12-11 United Technologies Corporation Blade outer seal with micro axial flow cooling system
EP1990507B1 (en) 2006-03-02 2015-04-15 IHI Corporation Impingement cooling structure
US7740444B2 (en) 2006-11-30 2010-06-22 General Electric Company Methods and system for cooling integral turbine shround assemblies
US7665962B1 (en) * 2007-01-26 2010-02-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Segmented ring for an industrial gas turbine
CH699232A1 (de) 2008-07-22 2010-01-29 Alstom Technology Ltd Gasturbine.
US8123473B2 (en) 2008-10-31 2012-02-28 General Electric Company Shroud hanger with diffused cooling passage
CH700319A1 (de) 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühltes bauelement für eine gasturbine.
US8313301B2 (en) 2009-01-30 2012-11-20 United Technologies Corporation Cooled turbine blade shroud
US20110044803A1 (en) 2009-08-18 2011-02-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade outer air seal anti-rotation
PL217602B1 (pl) 2010-03-18 2014-08-29 Gen Electric Urządzenie wieszaka tarczy wzmacniającej turbiny do gazowego silnika turbinowego
US8444372B2 (en) 2011-02-07 2013-05-21 General Electric Company Passive cooling system for a turbomachine
GB201103176D0 (en) 2011-02-24 2011-04-06 Rolls Royce Plc Endwall component for a turbine stage of a gas turbine engine
US9080458B2 (en) 2011-08-23 2015-07-14 United Technologies Corporation Blade outer air seal with multi impingement plate assembly
US9127560B2 (en) 2011-12-01 2015-09-08 General Electric Company Cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade
US20130243575A1 (en) * 2012-03-13 2013-09-19 United Technologies Corporation Cooling pedestal array
US9670785B2 (en) 2012-04-19 2017-06-06 General Electric Company Cooling assembly for a gas turbine system
US9719372B2 (en) 2012-05-01 2017-08-01 General Electric Company Gas turbomachine including a counter-flow cooling system and method
US20130315719A1 (en) 2012-05-25 2013-11-28 General Electric Company Turbine Shroud Cooling Assembly for a Gas Turbine System
US10180067B2 (en) 2012-05-31 2019-01-15 United Technologies Corporation Mate face cooling holes for gas turbine engine component
US9103225B2 (en) 2012-06-04 2015-08-11 United Technologies Corporation Blade outer air seal with cored passages
US20140023497A1 (en) 2012-07-19 2014-01-23 General Electric Company Cooled turbine blade tip shroud with film/purge holes
US9404379B2 (en) 2013-04-02 2016-08-02 General Electric Company Gas turbine shroud assemblies
US8814507B1 (en) 2013-05-28 2014-08-26 Siemens Energy, Inc. Cooling system for three hook ring segment
US9464538B2 (en) 2013-07-08 2016-10-11 General Electric Company Shroud block segment for a gas turbine
US9518475B2 (en) 2013-10-28 2016-12-13 General Electric Company Re-use of internal cooling by medium in turbine hot gas path components
US9689276B2 (en) 2014-07-18 2017-06-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Annular ring assembly for shroud cooling
US9845696B2 (en) 2014-12-15 2017-12-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud sealing architecture
US10221715B2 (en) 2015-03-03 2019-03-05 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with axially separated pressure compartments
US9970302B2 (en) 2015-06-15 2018-05-15 General Electric Company Hot gas path component trailing edge having near wall cooling features
US10107128B2 (en) 2015-08-20 2018-10-23 United Technologies Corporation Cooling channels for gas turbine engine component
US10385727B2 (en) 2015-10-12 2019-08-20 General Electric Company Turbine nozzle with cooling channel coolant distribution plenum
US10100654B2 (en) 2015-11-24 2018-10-16 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Impingement tubes for CMC seal segment cooling
GB201521077D0 (en) 2015-11-30 2016-01-13 Rolls Royce A cooled component
US10132194B2 (en) 2015-12-16 2018-11-20 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Seal segment low pressure cooling protection system
US10612385B2 (en) * 2016-03-07 2020-04-07 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with heat shield
PL232314B1 (pl) 2016-05-06 2019-06-28 Gen Electric Maszyna przepływowa zawierająca system regulacji luzu
EP3273002A1 (en) 2016-07-18 2018-01-24 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of a blade platform
US10577970B2 (en) 2016-09-13 2020-03-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine assembly with ceramic matrix composite blade track and actively cooled metallic carrier
EP3306040B1 (en) 2016-10-08 2019-12-11 Ansaldo Energia Switzerland AG Stator heat shield segment for a gas turbine power plant
US10947898B2 (en) 2017-02-14 2021-03-16 General Electric Company Undulating tip shroud for use on a turbine blade
US10900378B2 (en) 2017-06-16 2021-01-26 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages
US10502093B2 (en) 2017-12-13 2019-12-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud cooling

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Publication number Publication date
KR20200010091A (ko) 2020-01-30
US20200025026A1 (en) 2020-01-23
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