CN1318734C - 静叶片的冷却结构和燃气轮机 - Google Patents
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Abstract
具有多个小孔的碰撞板距离内环底面一定间隔地设置以形成空腔,并且引导冷却空气从小孔进入该空腔中。在前缘侧沿宽度方向设置有前缘流道,并引入冷却空气。沿着内环两侧设置侧流道,引导冷却空气到达后缘侧。后缘附近沿宽度方向形成有集管,用以输送从侧流道来的冷却空气。在后缘侧沿着宽度方向以一定的间隔设置有多个后缘流道,每个后缘流道一端连接所述集管,另一端开口于后缘,从后缘喷射集管中的冷却空气。
Description
技术领域
本发明涉及燃气轮机静叶片的冷却系统,特别是具有优良冷却效率的静叶片的冷却系统,同时还涉及燃气轮机。
背景技术
图4中示出了用于发电机或者类似设备的燃气轮机。
图4中表示了压缩机1、燃烧器2和涡轮机3,转子4在轴向从压缩机1延伸到涡轮机3。
压缩机1侧的内壳6和气缸7、8围绕在压缩机1的外侧。另外,形成腔体14的圆筒外壳9、涡轮机3的外壳10和内壳11设置在燃气轮机内。
在压缩机1中的气缸8内,静叶片12在圆周方向上以相等的间隔排列。动叶片片13围绕转子4以相等的间隔排列,并位于静叶片12之间。
燃烧器15位于腔体14中,腔体14是由圆筒壳体9封闭起来的。燃料供给管35供给的燃料通过燃料喷嘴34喷射到燃烧器15中进行燃烧。
燃烧器15中产生的高温燃气通过管道16被引入到涡轮机3。
涡轮机3中,二级静叶片17以相等的间隔位于内壳体11的圆周方向,动叶片18以相同的间隔在转子4上的圆周方向排列,动叶片和静叶片在轴向上交错布置。高温燃气注入到涡轮机3中,作为膨胀气体排出,然后,所述的高温燃气使转子4旋转,其中在转子上固定有动叶片18。
压缩机1和涡轮机3分别具有歧管21和22。歧管21和22通过空气管道32互相连接,冷却空气通过空气管道32从压缩机1侧供给到涡轮机3侧。
从压缩机1来的部分冷却空气,从转盘供给到动叶片18,来冷却动叶片18。如图4所示,来自压缩机1的歧管21的冷却空气的一部分经过空气管道32,并被引入涡轮机3的歧管22中,来冷却静叶片17,同时,冷却空气也用作密封空气。
下面来说明静叶片17的结构。
如图5,内环26和外环27分别设置在叶片25的内侧和外侧。
在叶片25的内部,前缘通道42和后缘通道44由肋片40构成。圆筒状插入件46、47在周围表面和底部表面上具有多个冷却空气孔70、71、72和73。该圆筒状插入件从外环27侧插入到前缘通道42和后缘通道44中。
叶片25具有销形翅片(pin fin)冷却部件29,该冷却部件包括流动通道,该流动通道在后缘侧具有多个销62。
当将冷却空气从歧管22供给到插入件46、47时,冷却空气从冷却空气孔70、71、72和73中喷出,撞击到前缘通道42和后缘通道44的内壁,实现了所谓冲击冷却。另外,该冷却空气流经包括叶片25后缘侧的多个销62之间形成的流道的销形翅片冷却部件29,实现销翅片冷却。
在内环26上,前凸缘81和后凸缘82分别位于前缘侧和后缘侧,这两个凸缘还连接到密封支撑件66上。这两个凸缘支撑用以密封转子4的臂48和密封支撑件66的密封件33。另外,在密封支撑件66和内环26之间具有腔体45。从插入件46和47的冷却空气孔70、71、72和73中喷射出的冷却空气被供送到腔体45中。
密封支撑件66前侧具有流道85。腔体45喷射出的空气经过流道85到上级动叶片18或者下一级动叶片,后者的空气也经过密封件33中形成的空间,并且在内侧保持了比高温燃气流道中更高的压力,以防止高温燃气渗透到内侧来。
如图6、7所示,前缘流道88具有多个针形翅片89,形成于内环26的前缘侧。前缘流道88通过流道90连接到腔体45。轨道96沿着前缘在内环26的两侧朝向后缘形成。在每个轨道96上,形成流道93,其中每个轨道96的一端连接到前缘流道88,而每个轨道96的另一端开口于内环26的后缘处。
在内环26的底面上,具有多个小孔101的碰撞板84与该底面之间有一定的间隔地设置。通过提供这些碰撞板84,在内环26的底面侧形成了空腔78。
另外,在内环26的后缘侧,有多个流道92,用以连接内环26的后缘和空腔78。
流进腔体45的冷却空气经由流道90喷射到内环26的前缘流道88中,并经过针形翅片89之间的空间来冷却内环26的前缘侧,随后流经侧流道93,从内环26的后缘喷射出。
还有,流进腔体45的冷却空气从小孔101流入空腔78,并流经流道92从内环26的后缘喷射出。当冷却空气从碰撞板84的小孔101流入空腔78时,冷却空气撞击到内环26的底面,实现了冲击冷却。由于这种冲击冷却,冷却空气流经多个流道92以冷却内环26的后缘侧。
如图8所示,具有多个小孔100的碰撞板102设置在外环27的上表面处,距离该上表面一定间隔。通过提供这些碰撞板102,在外环27的上表面侧形成了空腔104(没有示出)。
在外环27中形成前缘流道105,并且在外环27的两侧形成有在外环27后缘处开口的侧流道106。前缘流道105连接到一个空腔104。
另外,在外环27的后缘侧,形成有多个流道107,以便连接外环27的后缘和空腔104。
流入歧管22的冷却空气从碰撞板102的小孔100流入空腔104,并且流经后缘流道107,从而从外环27的后缘喷射出。当冷却空气从碰撞板102的小孔100流入空腔104时,冷却空气冲击外环27的上表面,实现了冲击冷却。
另外,流入空腔104的冷却空气流入前缘流道105,并且流经前缘流道105和侧流道106,以冷却前缘和外环27的两侧。然后,冷却空气从外环27的后缘被喷出。
如上所述,在这种燃气轮机的静叶片中,应用各种冷却技术来使叶片金属的温度保持在允许的温度或者更低,这些冷却技术例如包括通过引入部分压缩空气而实现的冲击冷却和销形翅片冷却。但是,内环26和外环27需要大量空气来冷却其后缘侧。因此,需要进一步提高冷却效率。
发明内容
本发明考虑了上述问题,目的在于提供一种静叶片的冷却结构,该结构减少了冷却空气的使用量,同时极大得提高了冷却效率,本发明还提供一种燃气轮机。
为解决上述问题,本发明的第一方面是提供一种静叶片的冷却结构,包括处于该叶片的内侧和外侧的内环和外环,其中外环、叶片和内环是通过送入外环侧的冷却空气冷却的;其中在内环的内表面形成腔体,流经叶片的冷却空气被送入该腔体中,并且所述的内环包括:具有多个小孔的碰撞板,该碰撞板距离内环的底面一定的间隔设置,从而在其间形成空腔,所述碰撞板被构造用来引导冷却空气从腔体经过所述内环的空腔的整个区域进入碰撞板的前缘侧;在所述碰撞板的所述前缘侧沿宽度方向设置的前缘流道,用以引导空腔中的冷却空气;沿着所述碰撞板的两侧设置的侧流道,用以引导前缘流道中的冷却空气到达后缘侧;后缘附近沿着宽度方向形成的集管,用以输送从侧流道来的冷却空气;以及在后缘侧沿着宽度方向以一定间隔设置的多个后缘流道,每个后缘流道一端连接所述集管,另一端开口于后缘,用以从后缘喷射集管中的冷却空气。
根据本发明的另一方面,提供一种静叶片的冷却结构,包括处于该叶片的内侧和外侧的内环和外环,其中外环、叶片和内环是通过送入外环侧的冷却空气冷却的;其中外环包括:具有多个小孔的碰撞板,该碰撞板距离外环的上表面一定的间隔设置,从而在其间形成空腔,所述碰撞板被构造用来引导冷却空气经过所述内环空腔的整个区域进入所述碰撞板的前缘侧;在所述外环的碰撞板的所述前缘侧沿宽度方向设置的前缘流道,用以引导空腔中的冷却空气;沿着所述外环的碰撞板的两侧设置的侧流道,用以引导前缘流道中的冷却空气到达后缘侧;后缘附近沿着宽度方向形成的集管,用以输送从侧流道来的冷却空气;以及在后缘侧宽度方向的大致中心设置的一个后缘流道或在后缘侧沿着宽度方向以一定间隔设置的多个后缘流道,每个后缘流道一端连接所述集管,另一端开口于后缘,用以从后缘喷射集管中的冷却空气。
附图说明
图1是解释本发明实施例的静叶片冷却结构的静叶片的剖面图。
图2是从内环的底面看的内环的透视图,用来说明本发明实施例的静叶片的内环。
图3是从外环的上表面看的外环的透视图,用来解释本发明实施例的静叶片的外环。
图4是燃气轮机的剖面图,用来说明装配有本发明静叶片的燃气轮机结构。
图5是说明静叶片的传统冷却结构的剖面图。
图6是从内环的底面看的传统内环的透视图,用来解释静叶片的内环。
图7是传统内环的剖面图,用来解释静叶片的内环。
图8是从外环上表面看的传统外环的透视图,用来说明静叶片的外环。
具体实施方式
下面参考附图说明本发明静叶片的冷却结构和燃气轮机。根据本发明的冷却结构的部件与传统冷却结构中的部件相同的部件,是用相同附图标记表示,并且对其说明也省略了。
图1表示本实施例的静叶片111。如在图2中看到的,具有多个小孔112的碰撞板113以距离静叶片111的内环26底面一定间隔地设置。通过设置碰撞板113,在内环26的底面侧形成了空腔114。
空腔114通过流道115连接前缘流道88,该前缘流道位于内环26的前缘侧。
集管116沿着宽度方向形成于内环26的后缘侧。集管116连接到侧流道117,其中的侧流道形成于内环26两侧的轨道96中,集管还连接到前缘流道88。
另外,多个后缘流道118均在宽度方向有一定的间隔地形成于内环26的后缘侧。后缘流道118开口于内环26的后缘。每个后缘流道118都连接到集管116。
如图3表示的,碰撞板122具有多个小孔121,该碰撞板距离外环27的上表面一定间隔地设置。通过设置碰撞板122,在外环27的上表面侧形成空腔123。
空腔123通过流道124连接到前缘流道105,该前缘流道形成于外环27的前缘侧。
集管125沿着外环27的宽度方向形成于外环27的后缘侧,并且该集管连接到位于外环27两侧的侧流道126,该集管还连接到前缘流道105。
还有,后缘流道127基本上位于外环27后缘侧的中心处。后缘流道127开口于外环27的后缘处。后缘流道127与集管125连接。
由于静叶片111具有内环26和外环27,冷却空气从插入件46、47并从歧管22喷入。于是冷却空气从冷却空气孔70、71、72、73喷射而出,撞击前缘流道42和后缘流道44的内壁,从而实现了冲击冷却。另外,冷却空气流过销形翅片冷却部件29,所述冷却部件29包括在静叶片25的后缘侧的销62之间的流道,这样就实现了销形翅片冷却。
另外,被输送到腔体45的冷却空气从碰撞板113的小孔112流入到空腔114中,并且撞击在内环26的底面,从而实现了冲击冷却。
还有,空腔114中的冷却空气从流道115被输送送到前缘流道88中,并流经针形翅片89来冷却内环26的前缘侧。然后,所述冷却空气流过侧流道117,被输送到集管116,流过多个形成于内环26后缘中的后缘流道118,并从后缘喷射出,以冷却内环26的后缘侧。
送入歧管22的冷却空气从碰撞板122的小孔121流入到空腔123中,并且冲击外环27的上表面,来实现冲击冷却。
然后,所述冷却空气通过流道124被送到前缘流道105中,通过侧流道126被送到集管125中,侧流道126设置在外环27的两侧,冷却空气流过后缘流道127并从后缘喷射出来以冷却外环27的周边。
所述冷却空气在外环27的中心处被用于冲击冷却之后被送入静叶片25的插入件42和44中。
根据静叶片的冷却结构,在内环26和外环27中,该静叶片的冷却是通过使冷却空气在经过前缘侧和两侧时流入后缘而实现的,其中,冷却空气被从碰撞板113和122的小孔112和121输送到空腔114和123中,用于实现冲击冷却。而在传统的冷却结构中,冷却空气在完成冲击冷却之后被简单地送到后缘侧喷射出,因此,相对于传统冷却结构的效果,本发明中冷却空气的消耗量大大降低了,并因此冷却效率极大地提高了。
另外,对于装备有具有上述冷却结构的静叶片111的燃气轮机,用以冷却静叶片111的冷却空气的消耗量降低了,因此燃气轮机的冷却效率也提高了。
如上所述,对两级静叶片作为例子进行了描述,但是静叶片的类型不限于上述示例。
另外,根据上述举例,在外环27中设置有一个后缘流道127。但是,在外环27的宽度方向可以以一定的间隔设置多个后缘流道127。根据这个结构,外环27的后缘可以结合集管125上的冷却,而在宽度方向被均匀地冷却。
概括来说,根据本发明的一个方面,提供一种静叶片的冷却结构,该结构在静叶片的内侧和外侧设置有内环和外环,其中外环、叶片和内环是由送入到外环侧的冷却空气冷却的。在内环的内表面处形成有腔体,流经所述叶片的冷却空气被送入该腔体。所述的内环包括:具有多个小孔的碰撞板,该碰撞板距离底面一定的距离设置,从而在底面和碰撞板之间形成一个空腔,同时该碰撞板引导所述腔体中的冷却气体从所述的小孔进入所述空腔中;沿宽度方向在前缘侧设置的前缘流道,用来引导空腔中的冷却空气;在两侧设置的侧流道,该侧流道用于将前缘流道中的冷却空气引导到后缘侧;在后缘附近沿着宽度方向设置的集管,用于输送从侧流道来的冷却空气;以及在后缘侧沿着宽度方向以一定的间隔设置的多个后缘流道,每个后缘流道的一端连接到集管,另一端开口于后缘,用于从后缘喷射集管中的冷却空气。
上述的静叶片冷却结构中,外环包括:具有多个小孔的碰撞板,该碰撞板以一定间隔设置在外环的上表面处,从而在该上表面和碰撞板之间形成空腔;前缘流道,沿着宽度方向设置在前缘侧,用以引导所述空腔内的冷却空气;设置在两侧的侧流道,用于引导前缘流道的冷却空气到后缘侧;在后缘附近沿着宽度方向形成的集管,用以输送从侧流道来的冷却空气;以及在后缘侧沿着宽度方向以一定间隔形成的多个后缘通道,每个后缘流道的一端连接集管,另一端开口于后缘,用于从后缘喷射集管中的冷却空气。
上述的外环中,沿着宽度方向以预定间隔设置有多个后缘流道。
另外,本发明第二个方面是提供一种静叶片的冷却结构,该结构包括在叶片的内侧和外侧的内环和外环,其中外环、叶片和内环是通过输送到外环侧的冷却空气来冷却的。所述外环包括:具有多个小孔的碰撞板,该板距离上表面一定间隔地设置,从而在上表面和碰撞板之间形成空腔,该碰撞板通过小孔将冷却空气引导到空腔中;在前缘侧沿着宽度方向设置的前缘流道,用于引导空腔中的冷却空气;沿着两侧设置的侧流道,用以引导前缘流道中的冷却空气到达后缘侧;后缘附近沿着宽度方向形成的集管,输送来自侧流道的冷却空气;以及在后缘侧沿着宽度方向以一定的间隔形成的多个后缘流道,每个后缘流道的一端连接集管,另一端开口于后缘,用以从后缘喷射集管中的冷却空气。
上述的静叶片的冷却结构中,可以沿着外环的宽度方向以预定的间隔设置多个后缘流道。
根据上述静叶片的冷却结构,该静叶片是通过下面方式进行冷却的,即,使来自碰撞板的小孔的冷却空气流入到空腔中,冷却空气在用于冲击冷却后穿过前缘侧和两侧,冷却空气被送到后缘侧。在传统的冷却结构中,用于冲击冷却后的冷却空气被简单地送到后缘侧,并且被喷射出去,因此,与传统的冷却结构作比较,本发明冷却空气的消耗量极大地减少了,冷却效率极大地提高了。
另外,本发明提供一种燃气轮机,该燃气轮机具有根据上述任意一种结构的静叶片的冷却结构,其中上述静叶片构成了通过燃烧器产生的燃气来驱动转子的燃气轮机。
如上所述,因为燃气轮机的静叶片具有很高的冷却效率,冷却空气的消耗大大降低了,燃气轮机的性能得到了改善。
Claims (6)
1、一种静叶片的冷却结构,包括处于该叶片的内侧和外侧的内环和外环,其中外环、叶片和内环是通过送入外环侧的冷却空气冷却的;
其中在内环的内表面形成腔体,流经叶片的冷却空气被送入该腔体中,并且
所述的内环包括:具有多个小孔的碰撞板,该碰撞板距离内环的底面一定的间隔设置,从而在其间形成空腔,所述碰撞板被构造用来引导冷却空气从腔体经过所述内环的空腔的整个区域进入碰撞板的前缘侧;在所述碰撞板的所述前缘侧沿宽度方向设置的前缘流道,用以引导空腔中的冷却空气;沿着所述碰撞板的两侧设置的侧流道,用以引导前缘流道中的冷却空气到达后缘侧;后缘附近沿着宽度方向形成的集管,用以输送从侧流道来的冷却空气;以及在后缘侧沿着宽度方向以一定间隔设置的多个后缘流道,每个后缘流道一端连接所述集管,另一端开口于后缘,用以从后缘喷射集管中的冷却空气。
2、如权利要求1所述的静叶片的冷却结构,其中外环包括:具有多个小孔的碰撞板,该碰撞板距离外环的上表面一定的间隔设置,在该上表面和碰撞板之间形成空腔,所述碰撞板被构造用以引导冷却空气到外环碰撞板的前缘侧;在所述前缘侧沿宽度方向设置的前缘流道,用以引导空腔中的冷却空气;沿着两侧设置的侧流道,用以引导前缘流道中的冷却空气到达后缘侧;在后缘附近沿着宽度方向形成的集管,用以输送从侧流道来的冷却空气;以及在后缘侧沿着宽度方向以一定间隔设置的多个后缘流道,每个后缘流道一端连接所述集管,另一端开口于后缘,用以从后缘喷射集管中的冷却空气。
3、如权利要求2所述的静叶片的冷却结构,其中所述外环的所述多个后缘流道沿着宽度方向以预定的间隔设置。
4、一种静叶片的冷却结构,包括处于该叶片的内侧和外侧的内环和外环,其中外环、叶片和内环是通过送入外环侧的冷却空气冷却的;
其中外环包括:具有多个小孔的碰撞板,该碰撞板距离外环的上表面一定的间隔设置,从而在其间形成空腔,所述碰撞板被构造用来引导冷却空气经过所述内环空腔的整个区域进入所述碰撞板的前缘侧;在所述外环的碰撞板的所述前缘侧沿宽度方向设置的前缘流道,用以引导空腔中的冷却空气;沿着所述外环的碰撞板的两侧设置的侧流道,用以引导前缘流道中的冷却空气到达后缘侧;后缘附近沿着宽度方向形成的集管,用以输送从侧流道来的冷却空气;以及在后缘侧宽度方向的大致中心设置的一个后缘流道或在后缘侧沿着宽度方向以一定间隔设置的多个后缘流道,每个后缘流道一端连接所述集管,另一端开口于后缘,用以从后缘喷射集管中的冷却空气。
5、如权利要求4所述的静叶片的冷却结构,其中多个所述外环的后缘流道沿着宽度方向以预定的间隔设置。
6、一种燃气轮机,具有如权利要求1到5中任意一项所述的冷却结构,其中静叶片组成通过燃烧器中的燃气来使转子转动的燃气轮机。
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US10/202,654 | 2002-07-25 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
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CA (1) | CA2435444C (zh) |
DE (1) | DE60332196D1 (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103939151A (zh) * | 2013-01-21 | 2014-07-23 | 通用电气公司 | 具有涡流抑制密封的涡轮机 |
Families Citing this family (69)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2851286B1 (fr) * | 2003-02-18 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Aubes de turbine refroidie a fuite d'air de refroidissement reduite |
US7008185B2 (en) * | 2003-02-27 | 2006-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle |
US7114339B2 (en) * | 2004-03-30 | 2006-10-03 | United Technologies Corporation | Cavity on-board injection for leakage flows |
GB0424668D0 (en) * | 2004-11-09 | 2004-12-08 | Rolls Royce Plc | A cooling arrangement |
EP1655451B1 (en) | 2004-11-09 | 2010-06-30 | Rolls-Royce Plc | A cooling arrangement |
US7172389B2 (en) * | 2004-11-16 | 2007-02-06 | General Electric Company | Method for making a repaired turbine engine stationary vane assembly and repaired assembly |
US20070201980A1 (en) * | 2005-10-11 | 2007-08-30 | Honeywell International, Inc. | Method to augment heat transfer using chamfered cylindrical depressions in cast internal cooling passages |
US7534088B1 (en) | 2006-06-19 | 2009-05-19 | United Technologies Corporation | Fluid injection system |
GB2446149B (en) * | 2007-01-31 | 2009-03-18 | Siemens Ag | A gas turbine |
JP4939303B2 (ja) * | 2007-05-21 | 2012-05-23 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼 |
DE102007037855A1 (de) * | 2007-08-10 | 2009-02-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufeldeckband mit Sperrstrahlerzeugung |
US7921654B1 (en) | 2007-09-07 | 2011-04-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Cooled turbine stator vane |
US8016553B1 (en) | 2007-12-12 | 2011-09-13 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine vane with rim cavity seal |
US8240986B1 (en) | 2007-12-21 | 2012-08-14 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine inter-stage seal control |
US8100633B2 (en) * | 2008-03-11 | 2012-01-24 | United Technologies Corp. | Cooling air manifold splash plates and gas turbines engine systems involving such splash plates |
ES2374148T3 (es) * | 2008-03-19 | 2012-02-14 | Alstom Technology Ltd | Pala de guía para una turbina de gas. |
EP2260181B1 (de) * | 2008-03-19 | 2016-08-17 | General Electric Technology GmbH | Leitschaufel mit hakenförmigem befestigungselement für eine gasturbine |
JP5182931B2 (ja) * | 2008-05-30 | 2013-04-17 | 三菱重工業株式会社 | タービン用翼 |
JP5078766B2 (ja) * | 2008-06-13 | 2012-11-21 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼構造 |
US8128344B2 (en) * | 2008-11-05 | 2012-03-06 | General Electric Company | Methods and apparatus involving shroud cooling |
US8066483B1 (en) * | 2008-12-18 | 2011-11-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with non-parallel pin fins |
US8277172B2 (en) * | 2009-03-23 | 2012-10-02 | General Electric Company | Apparatus for turbine engine cooling air management |
US8142141B2 (en) * | 2009-03-23 | 2012-03-27 | General Electric Company | Apparatus for turbine engine cooling air management |
US8353669B2 (en) * | 2009-08-18 | 2013-01-15 | United Technologies Corporation | Turbine vane platform leading edge cooling holes |
JP2011043118A (ja) * | 2009-08-21 | 2011-03-03 | Ihi Corp | タービン用冷却構造及びタービン |
EP2383435A1 (en) | 2010-04-29 | 2011-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine vane hollow inner rail |
EP2407639A1 (en) * | 2010-07-15 | 2012-01-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Platform part for supporting a nozzle guide vane for a gas turbine |
US8727704B2 (en) * | 2010-09-07 | 2014-05-20 | Siemens Energy, Inc. | Ring segment with serpentine cooling passages |
GB201016423D0 (en) | 2010-09-30 | 2010-11-17 | Rolls Royce Plc | Cooled rotor blade |
US8628294B1 (en) * | 2011-05-19 | 2014-01-14 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine stator vane with purge air channel |
US20120321437A1 (en) * | 2011-06-17 | 2012-12-20 | General Electric Company | Turbine seal system |
US9133724B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-09-15 | General Electric Company | Turbomachine component including a cover plate |
US9011079B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-04-21 | General Electric Company | Turbine nozzle compartmentalized cooling system |
US9039350B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-05-26 | General Electric Company | Impingement cooling system for use with contoured surfaces |
US8944751B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-02-03 | General Electric Company | Turbine nozzle cooling assembly |
US9011078B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-04-21 | General Electric Company | Turbine vane seal carrier with slots for cooling and assembly |
US8864445B2 (en) | 2012-01-09 | 2014-10-21 | General Electric Company | Turbine nozzle assembly methods |
US9017013B2 (en) | 2012-02-07 | 2015-04-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine engine with improved cooling between turbine rotor disk elements |
US9845691B2 (en) * | 2012-04-27 | 2017-12-19 | General Electric Company | Turbine nozzle outer band and airfoil cooling apparatus |
US9175565B2 (en) | 2012-08-03 | 2015-11-03 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to seals for turbine engines |
US20150013345A1 (en) * | 2013-07-11 | 2015-01-15 | General Electric Company | Gas turbine shroud cooling |
US9771816B2 (en) | 2014-05-07 | 2017-09-26 | General Electric Company | Blade cooling circuit feed duct, exhaust duct, and related cooling structure |
US9638045B2 (en) | 2014-05-28 | 2017-05-02 | General Electric Company | Cooling structure for stationary blade |
CN106460534B (zh) * | 2014-06-30 | 2018-05-18 | 三菱日立电力系统株式会社 | 涡轮静叶、涡轮、以及涡轮静叶的改造方法 |
JP5676040B1 (ja) * | 2014-06-30 | 2015-02-25 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 静翼、これを備えているガスタービン、静翼の製造方法、及び静翼の改造方法 |
US9765699B2 (en) * | 2014-12-30 | 2017-09-19 | General Electric Company | Gas turbine sealing |
JP6418667B2 (ja) * | 2015-03-26 | 2018-11-07 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 翼、及びこれを備えているガスタービン |
EP3081751B1 (en) | 2015-04-14 | 2020-10-21 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooled airfoil and method for manufacturing said airfoil |
US9822653B2 (en) | 2015-07-16 | 2017-11-21 | General Electric Company | Cooling structure for stationary blade |
US9909436B2 (en) | 2015-07-16 | 2018-03-06 | General Electric Company | Cooling structure for stationary blade |
JP6540357B2 (ja) * | 2015-08-11 | 2019-07-10 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 静翼、及びこれを備えているガスタービン |
JP6725273B2 (ja) | 2016-03-11 | 2020-07-15 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 翼、これを備えているガスタービン |
US10260356B2 (en) * | 2016-06-02 | 2019-04-16 | General Electric Company | Nozzle cooling system for a gas turbine engine |
US10626797B2 (en) * | 2017-02-15 | 2020-04-21 | General Electric Company | Turbine engine compressor with a cooling circuit |
US10539035B2 (en) * | 2017-06-29 | 2020-01-21 | General Electric Company | Compliant rotatable inter-stage turbine seal |
JP6308710B1 (ja) | 2017-10-23 | 2018-04-11 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン静翼、及びこれを備えているガスタービン |
JP7302984B2 (ja) * | 2019-02-22 | 2023-07-04 | 三菱重工業株式会社 | 静翼、及び回転機械 |
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 |
DE102019217394A1 (de) * | 2019-11-11 | 2021-05-12 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufelanordnung für eine strömungsmaschine |
CN111927564A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-13 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种采用高效冷却结构的涡轮导向器叶片 |
JP2022061204A (ja) * | 2020-10-06 | 2022-04-18 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
JP7539558B2 (ja) * | 2021-03-26 | 2024-08-23 | 三菱重工業株式会社 | 静翼、及びこれを備えているガスタービン |
CN113605994B (zh) * | 2021-07-26 | 2023-10-03 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种新型船用燃气轮机低泄露损失双联冷却导叶结构 |
KR20240055099A (ko) * | 2021-11-29 | 2024-04-26 | 미츠비시 파워 가부시키가이샤 | 터빈 정익 |
US11536149B1 (en) * | 2022-03-11 | 2022-12-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling method and structure of vane of gas turbine |
CN115182787B (zh) * | 2022-04-27 | 2024-09-10 | 上海交通大学 | 改善前缘旋流冷却能力的涡轮叶片及发动机 |
JP2023172704A (ja) | 2022-05-24 | 2023-12-06 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
US12091982B2 (en) * | 2022-06-10 | 2024-09-17 | Ge Infrastructure Technology Llc | Turbine component with heated structure to reduce thermal stress |
US20240159152A1 (en) * | 2022-11-16 | 2024-05-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling method and structure of vane of gas turbine |
Citations (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4946346A (en) * | 1987-09-25 | 1990-08-07 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine vane |
US5399065A (en) * | 1992-09-03 | 1995-03-21 | Hitachi, Ltd. | Improvements in cooling and sealing for a gas turbine cascade device |
US5609466A (en) * | 1994-11-10 | 1997-03-11 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with a cooled inner shroud |
US5997245A (en) * | 1997-04-24 | 1999-12-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled shroud of gas turbine stationary blade |
US6036436A (en) * | 1997-02-04 | 2000-03-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling stationary vane |
US6079946A (en) * | 1998-03-12 | 2000-06-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine blade |
US6092983A (en) * | 1997-05-01 | 2000-07-25 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling stationary blade |
US6099244A (en) * | 1997-03-11 | 2000-08-08 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled stationary blade for a gas turbine |
US6210111B1 (en) * | 1998-12-21 | 2001-04-03 | United Technologies Corporation | Turbine blade with platform cooling |
US6241467B1 (en) * | 1999-08-02 | 2001-06-05 | United Technologies Corporation | Stator vane for a rotary machine |
US6264426B1 (en) * | 1997-02-20 | 2001-07-24 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine stationary blade |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP3495579B2 (ja) * | 1997-10-28 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
-
2002
- 2002-07-25 US US10/202,654 patent/US6761529B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-01-24 JP JP2003016737A patent/JP3978143B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-16 CA CA002435444A patent/CA2435444C/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-22 EP EP03016726A patent/EP1384855B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-22 DE DE60332196T patent/DE60332196D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-23 CN CNB031580157A patent/CN1318734C/zh not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4946346A (en) * | 1987-09-25 | 1990-08-07 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine vane |
US5399065A (en) * | 1992-09-03 | 1995-03-21 | Hitachi, Ltd. | Improvements in cooling and sealing for a gas turbine cascade device |
US5609466A (en) * | 1994-11-10 | 1997-03-11 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with a cooled inner shroud |
US6036436A (en) * | 1997-02-04 | 2000-03-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling stationary vane |
US6264426B1 (en) * | 1997-02-20 | 2001-07-24 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine stationary blade |
US6099244A (en) * | 1997-03-11 | 2000-08-08 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled stationary blade for a gas turbine |
US5997245A (en) * | 1997-04-24 | 1999-12-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled shroud of gas turbine stationary blade |
US6092983A (en) * | 1997-05-01 | 2000-07-25 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling stationary blade |
US6079946A (en) * | 1998-03-12 | 2000-06-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine blade |
US6210111B1 (en) * | 1998-12-21 | 2001-04-03 | United Technologies Corporation | Turbine blade with platform cooling |
US6241467B1 (en) * | 1999-08-02 | 2001-06-05 | United Technologies Corporation | Stator vane for a rotary machine |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103939151A (zh) * | 2013-01-21 | 2014-07-23 | 通用电气公司 | 具有涡流抑制密封的涡轮机 |
CN103939151B (zh) * | 2013-01-21 | 2017-03-01 | 通用电气公司 | 具有涡流抑制密封的涡轮机 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2004060638A (ja) | 2004-02-26 |
CA2435444C (en) | 2007-08-21 |
CN1488839A (zh) | 2004-04-14 |
JP3978143B2 (ja) | 2007-09-19 |
CA2435444A1 (en) | 2004-01-25 |
EP1384855A3 (en) | 2005-08-17 |
DE60332196D1 (de) | 2010-06-02 |
US20040018082A1 (en) | 2004-01-29 |
EP1384855A2 (en) | 2004-01-28 |
US6761529B2 (en) | 2004-07-13 |
EP1384855B1 (en) | 2010-04-21 |
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