CN1429968A - 用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置 - Google Patents

用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN1429968A
CN1429968A CN03100152A CN03100152A CN1429968A CN 1429968 A CN1429968 A CN 1429968A CN 03100152 A CN03100152 A CN 03100152A CN 03100152 A CN03100152 A CN 03100152A CN 1429968 A CN1429968 A CN 1429968A
Authority
CN
China
Prior art keywords
groove
aerofoil
grooves
radial height
organ timbering
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN03100152A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1329632C (zh
Inventor
R·F·曼宁
R·B·吕德贝克
C·罗奇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1429968A publication Critical patent/CN1429968A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1329632C publication Critical patent/CN1329632C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

一种用于制造燃气轮机(10)的喷嘴的方法(50)，便于延长喷嘴的使用寿命。喷嘴(51)包括一个翼面(52)。该方法包括将翼面做成包括一个抽吸侧(60)和一个与其在前缘(64)和后缘(66)处连接的压力侧(62)，在翼面的压力侧中形成多个向后缘延伸的槽(82)，以及在翼面负压侧和压力侧之间延伸多个排列成行的柱(150)，使得第一排柱(152)的每个有一基本上椭圆形的横截面，其中，该第一排柱位于其余排柱和翼面压力侧的槽之间。

Description

用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置
发明背景
本发明一般涉及燃气轮机喷嘴，更具体地涉及用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和设备。
燃气轮机包括燃烧燃料-空气混合物的燃烧器，该混合物然后通过一个涡轮喷嘴装置向着涡轮机形成通道。至少一些已知的涡轮喷嘴装置包括多个在发动机内燃烧器的下游沿周边排列的喷嘴。每个喷嘴包括一个在整体形成的内外区平台之间延伸的翼面叶片。这些喷嘴是通过内部对流冷却和燃气侧薄膜式冷却的联用而冷却的。
每个喷嘴包括一对侧壁，它们在前缘和后缘处连接。一个典型的叶片翼面的金属温度分布是这样的，就是后缘的温度显著地高于翼面整体的温度。所产生的温度梯度造成叶片后缘处的高的压缩应力，而高温高压的联合作用通常造成叶片后缘成为限制喷嘴寿命的部位。因此，在至少一些已知的喷嘴内，翼面叶片的后缘是通过从一个内部界定的叶片空腔中排出的一层冷却空气薄膜来冷却的。更确切地说，该冷却空气薄膜是通过在翼面叶片压力侧上形成的并位于翼面叶片后缘上游的后缘槽来排出的。
人们试图对供给每个喷嘴叶片的空气量进行最优化来减少可能与冷却气流分离有关的对发动机性能降低的影响。通常，将这些槽做成其长度便于使供给该后缘的冷却气流量最优化。由于槽的长度，这些槽通常利用放电机械加工(EDM)工艺制造。但是，这样一种制造工艺可能增加制造费用和时间，而且由于任务的复杂性，可能导致重新加工翼面叶片。一种包含内部冷却的几何尺寸的可比得上失蜡铸造工艺的喷嘴设计相对于需要EDM工艺来生产这些槽的喷嘴设计通常费用要少些。
发明概要
按照本发明的一个方面，提供一种用于制造燃气轮机的喷嘴的方法。该喷嘴包括一个翼面。该方法包括将翼面制成包括一个负压侧和一个与其在前缘和后缘处连接的压力侧，在翼面的压力侧中形成多个伸向后缘的槽，并在翼面负压侧和压力侧之间延伸多个排列成行的柱，使得第一排柱的每一个有一基本上椭圆形的横截面，其中，该第一排柱位于剩余排柱和翼面压力侧的槽之间。
按照本发明的另一方面，提供一种燃气涡轮机的涡轮喷嘴。该喷嘴包括一个翼面叶片，该叶片包括一个第一壁、一个第二壁和多个在两壁之间延伸的柱。该第一壁和第二壁在前缘和后缘处连接。该第二壁包括多个向后缘延伸的槽。这多个槽包括至少一个具有基本上椭圆形横截面的第一排柱。该第一排柱安置在剩余的多个柱和该第二壁的槽之间。
按照本发明的另一方面，提供一种燃气轮机喷嘴的翼面。该翼面包括一个根部、一个顶部、多个槽、一个凸面侧壁和一个与其在后缘处连接的凹面侧壁。每个侧壁延伸在根部和顶部之间。该凹面侧壁形成翼面的压力侧，并包括多个伸向后缘的槽。该多个柱包括至少一个第一排柱和一个第二排柱。该第一排柱是沿径向同心地准直的，第一排柱的每个具有基本上椭圆形的横截面轮廓并渐渐变窄，使得每个第一排柱的上游侧的宽度大于其下游侧的宽度。这些槽邻接第一排柱并在其下游。
附图简述
图1是一个燃气轮机的示意图；
图2是一种可以与图1中所示的燃气轮机一起使用的涡轮喷嘴装置的透视图；以及
图3是图2中所示的涡轮喷嘴的放大的示意横截面图。
发明详述
图1是燃气轮机10的示意图，该发动机10包括一个风扇装置12、一个高压压气机14和一个燃烧器16。发动机10还包括一个高压涡轮18和一个低压涡轮20。发动机10有一个进气侧或上游侧28和一个排气侧或下游侧30。在一个实施例中，发动机10是一种可从美国俄亥俄州辛辛那提市通用电气航空发动机公司买到的CF6-80型发动机。
在运转中，空气流过风扇装置12，而压缩空气供给高压压气机14。高度压缩的空气输送到燃烧器16。从燃烧器16来的空气流通过一个包括多个喷嘴(图1中未示出)的涡轮喷嘴装置(图1中未示出)排出，并用于驱动涡轮18和20。涡轮20又驱动风扇装置12，而涡轮18驱动高压压气机14。
图2是可以与燃气轮机如发动机10(图1中示出)一起使用的涡轮喷嘴装置50的透视图。喷嘴装置50包括多个在发动机10内沿周边伸出的喷嘴51。图3是与喷嘴装置50一起使用的涡轮喷嘴51的一部分的放大的示意横截面图。每个喷嘴51包括一个延伸在径向外区或平台54和径向内区或平台56之间的翼面叶片52。更确切地说，在示例的实施例中，每个带54和56与每个翼面叶片52整体形成。
每个翼面叶片52包括一个第一侧壁60和一个第二侧壁62。第一侧壁60是凸面的并限定翼面叶片52的负压侧，而第二侧壁62是凹面的，并限定翼面叶片52的压力侧。侧壁60和62在翼面叶片52的前缘64处和沿轴向隔开的后缘66处互相结合。
第一和第二侧壁60和62分别从径向内区56沿纵向或沿径向向外沿叶展延伸到径向外区54。一个翼面根部70被界定为邻接内区56，而一个翼面顶部72被界定为邻接外区54。此外，第一和第二侧壁60和62相应地在翼面叶片52内界定一个冷却室(未示出)。更确切地说，该冷却室是由每个相应的侧壁60和62的内表面(未示出)界定的。
第二侧壁62界定翼面叶片52的压力侧，并包括多个穿过该处且与冷却室流体连通的冷却孔80。在一个实施例中，喷嘴冷却室接受从压气机如压气机14(图1中示出)排出的冷却空气。孔80将冷却空气排到翼面叶片52的外表面81上。更确切地说，薄膜式冷却孔80包括后缘扩散槽82和多个侧壁薄膜式冷却孔86。应当注意到，孔80的排列和数目是可变的。
扩散槽82延伸通过第二侧壁62并伸向翼面后缘66，且包括一对邻近每个相应的平台区54和56的相同的第一槽90和第二槽92以及多个在槽90和92之间沿径向隔开的相同的主体槽94。相邻的扩压槽82由接合区98分开，使得对相邻接合区98之间的每个槽82界定一个槽的径向高度。因此，因为槽94是相同的，所以每个槽94的径向高度100是相等的，而且因为槽90和92是相同的，所以每个槽90和92的径向高度102是相等的，而且大于槽径向高度100。更确切地说，每个槽90和92的径向高度102是每个槽94的径向高度100的近两倍。在该示例性实施例中，每个槽90和92的径向高度102等于近0.090英寸，而每个槽94的径向高度100等于近0.045英寸。径向高度102和100的差别由于翼面叶片52与区54和56之间热增长的不匹配而便于释放翼面后缘66处的热应变。其次，槽的几何尺寸便于增强邻近每个区54和56的翼面叶片52中的冷却。
每个接合区98是渐扩的并包括一个上游部分120和一个下游部分122。上游部分120是弯曲的，延伸在前缘124和下游部分122之间。在该示例性实施例中，上游部分120基本上为半圆形。下游部分122从上游部分120延伸到后缘128处的顶点126。下游部分122基本上为三角形，对每个扩散槽82形成一个半扩散角129。在该示例性实施例中，每个槽82有一个等于近7度的半扩散角129。
每个接合区98也有在每个接合区前缘124和每个相应的接合区后缘126之间测量的长度130。在该示例性实施例中，每个接合区的长度130为近似等于0.155英寸。接合区98还是等间距的，因此，每个槽82有一个中心线136。槽中心线136基本上是平行的。
翼面叶片52还包括一个柱排144，后者包括多个在侧壁60和62之间通过冷却室延伸的柱150。柱排144便于在流过冷却室的冷却空气中产生扰动。更确切地说，在该示例性实施例中，每个叶片52包括至少一排第一柱152，它们在扩散槽82的紧上游，在其余柱150和槽82之间。柱152沿径向在平台带54和56之间延伸，并且是沿径向对准的。
每个柱150有一个基本上椭圆形的横截面，并向着翼面叶片的后缘66渐渐变窄。每个渐渐变窄的柱150便于提高向着扩散槽82流过冷却室的冷却空气的局部速度，因此，便于提高翼面叶片52内柱150和翼面叶片后缘66之间的冷却效率。更确切地说，每个柱150在柱前缘156处的径向宽度154大于柱后缘160处的径向宽度158。渐渐变窄的柱150便于减少流过冷却室的冷却空气的压力损失。其次，喷嘴叶片52内的几何构型使得每个接合区98被制造成具有比包括后缘扩散槽的其它已知喷嘴要短的长度130。每个接合区98的长度130较短便于每个翼面叶片52用失蜡铸造工艺来制造。
每个柱150还有一根分别延伸在前后缘156和160之间的中心线170。在主体扩散槽94紧上游延伸的柱150被这样安置，使得每根柱中心线170与每根槽中心线136基本上共直线，因此与经槽90和92延伸的中心线136平行。
翼面叶片52是通过铸造一个型芯(未示出)来制造的。该型芯是通过将一种液体陶瓷和石墨浆液注入一个型芯模具(未示出)而制成的，然后加热该浆液而形成一个固体陶瓷翼面型芯。该翼面型芯悬挂在一个翼面叶片模具(未示出)中，然后将热石蜡注入该翼面叶片模具中以包围陶瓷翼面型芯。热石蜡凝固而形成一个石蜡翼面叶片，陶瓷型芯就悬挂在该翼面叶片中。
然后将具有陶瓷型芯的石蜡翼面叶片插入翼面叶片模具并向模具中注入熔融金属。该熔融金属熔化石蜡翼面叶片，并取代其位置而形成一个具有留在位置中的陶瓷型芯的金属翼面叶片。然后冷却该翼面叶片，除去陶瓷型芯。因为喷嘴51能以失蜡铸造工艺制造，所以与其它已知喷嘴相比，降低了与喷嘴51有关的制造费用。
在动转中，冷却空气从一个高压压气机供给每个翼面叶片冷却室中。冷却空气被引导经过可选择紊流化的空腔(未示出)，并经过在后缘扩散槽82上游的一组柱冷却区144。冷却空气还经翼面冷却孔80排出，形成一个对翼面外表面81的冷却空气缓冲层。该缓冲层或薄膜层比通过喷嘴51的燃烧器排出的空气要显著地冷。翼面后缘66和周围的后缘区，受流过柱排144和扩散槽82的冷却空气的冷却。柱150和槽90、92及94的结合便于形成平衡的翼面冷却，而同时将通过翼面叶片52的冷却空气流动损失减到最小。更确切地说，柱150和槽82便于降低喷嘴金属温度，从而延长喷嘴50的使用寿命。
上述涡轮喷嘴的几何构型便于延长涡轮喷嘴的使用寿命。每个喷嘴翼面叶片包括一排扩散槽，这些扩散槽包括一个邻近每个平台区的体积特大的槽。这些体积特大的槽便于冷却翼面叶片的邻近平台的区域。其次，每个喷嘴的翼面叶片还包括一排渐渐变窄的柱，这些柱紧靠上游并与每个相应的槽沿轴向对准。这些柱便于以提高的冷却空气流量增强冷却效果和气流调节。结果，喷嘴的几何构型便于以成本低而可靠的方式延长了喷嘴的使用寿命。
虽然本发明是按照各种特定的实施例来描述的，但该技术的专业人员将会理解，在本发明的精神和范围内，本发明的实施可以进行修改。
部件清单
10  燃气轮机
12  风扇装置
14  高压压气机
16  燃烧器
18  涡轮
20  涡轮
28  进气侧
30  排气侧
50  装置
51  涡轮喷嘴
52  翼面叶片
54  外区/平台
56  内区/平台
60  第一侧壁
62  第二侧壁
64  前缘
66  后缘
70  翼面根部
72  翼面顶部
80  冷却孔
81  外表面
82  后缘扩压槽
86  侧壁薄膜式冷却孔
90  第一槽
92  第二槽
94  主体槽
98  接合区
100 径向高度
102 径向高度
120 上游部分
122 下游部分
124 前缘
126 顶点
128 后缘
129 半扩压角
130 长度
136 中心线
144 柱排
150 柱
152  第一柱
154  径向宽度
156  柱前缘
158  径向宽度
160  柱后缘
170  中心线

Claims (20)

1.一种用于制造燃气轮机(10)的喷嘴(51)的方法(50)，该喷嘴包括一个翼面(52)，所述方法包括：
将该翼面制造成包括一个负压侧(60)和一个压力侧(62)，这两侧在前缘(64)和后缘(66)处连接；
在该翼面的压力侧中形成多个伸向后缘的槽(82)；以及
在翼面的负压侧和和压力侧之间延伸多个排列成行的柱(150)，使得第一排柱(152)的每个有一基本上椭圆形的横截面，其中，该第一排柱位于剩余排柱和翼面压力侧的槽之间。
2.一种如权利要求1所述的方法(50)，其特征在于，形成多个槽(82)的步骤还包括形成多个在翼面根部(70)和翼面顶部(72)之间沿径向延伸的槽，使得一个第一槽(90)邻近翼面顶部，一个第二槽(92)邻近翼面根部，而多个相同的第三槽(94)延伸在第一槽和第二槽之间。
3.一种如权利要求2所述的方法(50)，其特征在于，在压力侧(62)中形成多个槽(82)的步骤还包括用相邻接合区(98)界定这些槽，使得每个第三槽(94)的径向高度(100)小于第一槽和第二槽(90、92)的径向高度(102)。
4.一种如权利要求3所述的方法(50)，其特征在于，界定这些槽(82)的步骤还包括这样界定这些槽，使得第一槽和第二槽(90、92)是相同的，其径向高度(102)是多个第三槽(94)的每个高度的大约两倍。
5.一种如权利要求3所述的方法(50)，其特征在于，界定这些槽(82)的步骤还包括用相邻的接合区(98)界定这些槽，使得每个接合区有一个基本上半圆形的上游部分(120)和一个基本上三角形的下游部分(122)。
6.一种如权利要求1所述的方法(50)，其特征在于，制造翼面(52)的步骤还包括铸造该翼面。
7.一种用于燃气轮机(10)的涡轮喷嘴(51)，所述喷嘴包括一个翼面叶片(52)，叶片(52)包括一个第一壁(69)、一个第二壁(62)和多个延伸在两壁之间的柱(150)，所述第一壁和第二壁在前缘(156)和后缘(160)处连接，所述第二壁包括多个向着所述后缘延伸的槽(94)，所述多个柱包括至少一个具有基本上椭圆形横截面的第一排柱(152)，所述第一排柱位于所述其余的多个柱和所述第二壁的槽之间。
8.一种如权利要求7所述的涡轮喷嘴(51)，其特征在于，所述翼面(52)的第一排柱(152)是渐渐变窄的，使得每个所述柱的下游侧的宽度小于每个所述柱的上游侧的宽度。
9.一种如权利要求7所述的涡轮喷嘴(51)，其特征在于，所述翼面(52)还包括一个根部(70)、一个顶部(72)和多个接合区(98)，所述第一壁和第二壁(60、62)在所述根部和所述顶部之间沿径向延伸，所述多个接合区隔开所述槽(82)，每个所述槽有一个在相邻的所述接合区之间延伸的径向高度(100、102)。
10.一种如权利要求9所述的涡轮喷嘴(51)，其特征在于，所述翼面(52)的多个槽(82)还包括一个邻近所述翼面根部(70)的第一槽、一个邻近所述翼面顶部(72)的第二槽和多个在所述第一槽和第二槽之间延伸的相同的第三槽，每个所述第三槽的径向高度(100)小于所述第一槽和所述第二槽的径向高度。
11.一种如权利要求10所述的涡轮喷嘴(51)，其特征在于，所述翼面(52)的第一槽和第二槽(90、92)是相同的，其径向高度(102)近似于每个所述第三槽(94)的径向高度的两倍。
12.一种如权利要求9所述的涡轮喷嘴(51)，其特征在于，每个所述槽(82)包括一根中心线(136)，每个所述第一排柱(152)包括一根中心线(170)，每根所述第一排柱的中心线基本上平行于每根所述槽的中心线。
13.一种如权利要求9所述的涡轮喷嘴(51)，其特征在于，至少一个在相邻的所述槽(82)之间的所述翼面接合区(98)包括一个基本上半圆形的上游侧(120)和一个基本上三角形的下游侧(122)。
14.一种如权利要求9所述的涡轮喷嘴(51)，其特征在于，所述第二壁限定所述喷嘴的一个压力侧(62)，所述第一排柱(152)和所述第二壁的槽(90、92)的形状做成向所述翼面(52)提供冷却空气，以便于延长所述喷嘴的使用寿命。
15.一种用于燃气轮机喷嘴的翼面(52)，所述翼面包括一个根部(70)、一个顶部(72)、多个柱(150)、一个凸面侧壁(60)和一个与其在后缘(66)处连接的凹面侧壁(62)，每个所述侧壁在所述根部和顶部之间延伸，所述凹面侧壁限定所述翼面的压力侧，并包括多个向着所述后缘延伸的槽(82)，所述多个柱包括至少一个第一排柱和一个第二排柱，所述第一排柱沿向同心地准直，每个所述第一排柱有一个基本上椭圆形的横截面轮廓，并渐渐变窄，使得每个所述第一排柱的上游侧的宽度大于每个所述第一排柱的下游侧的宽度，所述槽邻近所述第一排柱并在其下游。
16.一种如权利要求15所述的翼面(52)，其特征在于，所述多个槽(82)由多个接合区(98)界定，使得每个所述槽包括一个径向高度(100、102)，所述多个槽包括一个邻近所述翼面顶部(72)的第一槽(90)、一个邻近所述翼面根部(70)的第二槽(92)和多个在所述第一槽和第二槽之间延伸的第三槽(94)。
17.一种如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于，每个界定第三槽的所述接合区(98)包括一个基本上半圆形的上游部分(120)和一个从所述上游部分伸出的基本上三角形的下游部分(122)。
18.一种如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于，所述多个槽(82)的每个有一径向高度(100、102)，所述多个第三槽(94)的每个有一径向高度(100)，该高度(100)小于所述第一槽和第二槽(90、92)的每个的径向高度。
19.一种如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于，所述多个槽(82)的每个有一径向高度(100、102)，所述第一槽和第二槽(90、92)是相同的，并有一径向高度，该径向高度为所述多个第三槽(94)的径向高度的近两倍。
20.一种如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于，每个所述槽(82)包括一根中心线(136)，每个所述第一排柱(152)包括一根中心线(170)，每根所述第一排柱的中心线基本上平行于每根所述槽面积的中心线。
CNB031001521A 2002-01-04 2003-01-03 用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置 Expired - Lifetime CN1329632C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/039719 2002-01-04
US10/039,719 US6599092B1 (en) 2002-01-04 2002-01-04 Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1429968A true CN1429968A (zh) 2003-07-16
CN1329632C CN1329632C (zh) 2007-08-01

Family

ID=21907013

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB031001521A Expired - Lifetime CN1329632C (zh) 2002-01-04 2003-01-03 用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6599092B1 (zh)
EP (1) EP1326006A3 (zh)
JP (1) JP4482273B2 (zh)
CN (1) CN1329632C (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102434224A (zh) * 2010-09-29 2012-05-02 通用电气公司 涡轮机翼型件和用于冷却涡轮机翼型件的方法
CN104603399A (zh) * 2012-05-31 2015-05-06 通用电气公司 翼型件冷却回路和相应的翼型件
CN106968720A (zh) * 2015-12-03 2017-07-21 通用电气公司 用于涡轮翼型件的后缘冷却

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US7246999B2 (en) * 2004-10-06 2007-07-24 General Electric Company Stepped outlet turbine airfoil
US20090285727A1 (en) * 2006-11-14 2009-11-19 Uri Levy Illumination unit for liquid disinfection systems
CN103922437B (zh) 2006-11-14 2016-08-17 安特兰德技术有限公司 使用光透射导管进行液体消毒的方法和设备
US8070441B1 (en) 2007-07-20 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge cooling channels
FR2926322B1 (fr) * 2008-01-10 2012-08-03 Snecma Aube bi-pale avec lames.
CH700321A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühlte schaufel für eine gasturbine.
US8167559B2 (en) * 2009-03-03 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels within the outer wall
US8353669B2 (en) * 2009-08-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Turbine vane platform leading edge cooling holes
US8807945B2 (en) * 2011-06-22 2014-08-19 United Technologies Corporation Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals
US8882461B2 (en) * 2011-09-12 2014-11-11 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved trailing edge cooling arrangements
US20130302176A1 (en) * 2012-05-08 2013-11-14 Robert Frederick Bergholz, JR. Turbine airfoil trailing edge cooling slot
JP6041299B2 (ja) * 2012-11-15 2016-12-07 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器及び該燃焼器を備えたガスタービン
US10352244B2 (en) 2014-04-25 2019-07-16 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Combustor cooling structure
US10502066B2 (en) 2015-05-08 2019-12-10 United Technologies Corporation Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal
US10563520B2 (en) 2017-03-31 2020-02-18 Honeywell International Inc. Turbine component with shaped cooling pins
US10830072B2 (en) * 2017-07-24 2020-11-10 General Electric Company Turbomachine airfoil
US11352902B2 (en) * 2020-08-27 2022-06-07 Aytheon Technologies Corporation Cooling arrangement including alternating pedestals for gas turbine engine components
US20230151737A1 (en) * 2021-11-18 2023-05-18 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with axial cooling slot having diverging ramp

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
US4601638A (en) * 1984-12-21 1986-07-22 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling arrangement
US4726104A (en) 1986-11-20 1988-02-23 United Technologies Corporation Methods for weld repairing hollow, air cooled turbine blades and vanes
US5405242A (en) * 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
FR2678318B1 (fr) 1991-06-25 1993-09-10 Snecma Aube refroidie de distributeur de turbine.
FR2689176B1 (fr) 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
US5288207A (en) * 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
JP3666602B2 (ja) * 1992-11-24 2005-06-29 ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション 冷却可能なエアフォイル構造
US5337805A (en) * 1992-11-24 1994-08-16 United Technologies Corporation Airfoil core trailing edge region
US5403159A (en) * 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
DE69404168T2 (de) * 1993-11-24 1998-02-19 United Technologies Corp Gekühlte turbinenschaufel
US5503529A (en) 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
US5503527A (en) 1994-12-19 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having tip slot
FR2743391B1 (fr) 1996-01-04 1998-02-06 Snecma Aube refrigeree de distributeur de turbine
US5827043A (en) * 1997-06-27 1998-10-27 United Technologies Corporation Coolable airfoil
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
US6132169A (en) * 1998-12-18 2000-10-17 General Electric Company Turbine airfoil and methods for airfoil cooling
US6174135B1 (en) 1999-06-30 2001-01-16 General Electric Company Turbine blade trailing edge cooling openings and slots
US6234754B1 (en) * 1999-08-09 2001-05-22 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US6402470B1 (en) * 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102434224A (zh) * 2010-09-29 2012-05-02 通用电气公司 涡轮机翼型件和用于冷却涡轮机翼型件的方法
CN104603399A (zh) * 2012-05-31 2015-05-06 通用电气公司 翼型件冷却回路和相应的翼型件
CN106968720A (zh) * 2015-12-03 2017-07-21 通用电气公司 用于涡轮翼型件的后缘冷却
US10344598B2 (en) 2015-12-03 2019-07-09 General Electric Company Trailing edge cooling for a turbine blade
US11208901B2 (en) 2015-12-03 2021-12-28 General Electric Company Trailing edge cooling for a turbine blade

Also Published As

Publication number Publication date
EP1326006A3 (en) 2004-06-30
JP4482273B2 (ja) 2010-06-16
US20030129054A1 (en) 2003-07-10
CN1329632C (zh) 2007-08-01
JP2003227411A (ja) 2003-08-15
US6599092B1 (en) 2003-07-29
EP1326006A2 (en) 2003-07-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1429968A (zh) 用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置
JP4416417B2 (ja) ガスタービンノズルを冷却するための方法及び装置
CN100339561C (zh) 具有文德利出口的涡轮翼面
EP3354846B1 (en) Aft flowing serpentine cavities and cores for airfoils of gas turbine engines
US9163510B2 (en) Strut for a gas turbine engine
EP3330487B1 (en) Leading edge hybrid cavities and cores for airfoils of gas turbine engine
EP3342978B1 (en) Integrated squealer pocket tip and tip shelf with hybrid and tip flag core
CN1840859A (zh) 带有渐缩后缘区的涡轮翼片
EP2557270A2 (en) Airfoil including trench with contoured surface
EP1273758A2 (en) System and method for airfoil film cooling
CN1408988A (zh) 带倾斜叶尖平台的叶片
US10815800B2 (en) Radially diffused tip flag
CN1670336A (zh) 用于涡轮翼型件的微型回路冷却
CN103089326A (zh) 用于冷却燃气涡轮转子叶片的方法和设备
JP2007002843A (ja) ターボ機械の可動な翼のための冷却回路
CN1456791A (zh) 根部开有缺口的涡轮叶片
US9422817B2 (en) Turbine blade root with microcircuit cooling passages
CN100343487C (zh) 涡轮叶片壁冷却装置及其制造方法
CA2513036A1 (en) Airfoil cooling passage trailing edge flow restriction

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CX01 Expiry of patent term
CX01 Expiry of patent term

Granted publication date: 20070801