CN1441148A - 冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置 - Google Patents

冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN1441148A
CN1441148A CN03106751A CN03106751A CN1441148A CN 1441148 A CN1441148 A CN 1441148A CN 03106751 A CN03106751 A CN 03106751A CN 03106751 A CN03106751 A CN 03106751A CN 1441148 A CN1441148 A CN 1441148A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerofoil
flow
groove
pin
hole
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
CN03106751A
Other languages
English (en)
Other versions
CN100357567C (zh
Inventor
J·巴雷托
A·C·波维斯
J·D·特雷斯勒
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 CN1441148A publication Critical patent/CN1441148A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100357567C publication Critical patent/CN100357567C/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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by 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
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • 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
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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

本发明公开了一种燃气轮机(10)的涡轮机喷嘴(50)，该喷嘴具有一中空翼面叶片(52)，它具有一第一侧壁(60)、一第二侧壁(62)和多个在其间延伸的销孔(128)。该喷嘴还具有至少一行扰流件(122)。第一侧壁和第二侧壁在一前缘端(64)和一后缘端(66)连接起来。第一侧壁具有多个朝向后缘端延伸的槽(80)，并且扰流件行基本上径向定位并在多个槽和销孔之间延伸。

Description

冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置
发明背景
本发明涉及燃气轮机喷嘴，更具体地，涉及冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置。
燃气轮机具有燃烧室，燃料和空气的混合物在其内被点燃，而后燃气通过涡轮机喷嘴装置流向涡轮机。至少一些已知的涡轮机喷嘴装置具有多个在发动机内燃烧室的下游沿周向布置且成对配置的喷嘴。一涡轮机喷嘴成对物具有一对周向隔开的中空翼面叶片，由一体成形的内外围带连接起来。喷嘴的冷却由内部的对流冷却和气体侧的薄膜冷却的结合来实现。
每一喷嘴具有一对侧壁，它们在前缘端和后缘端连接起来。一般的叶片翼面的金属温度分布为后缘端的温度明显地高于翼面整体的温度。所产生的温度梯度导致叶片后缘端产生高的压缩应力，并且高应力与高温度的共同作用通常使得叶片后缘端成为决定喷嘴的使用寿命之所在。因此，至少在一些已知的喷嘴中，翼面叶片后缘端由从内部限定的叶片空腔排出的冷却空气的薄膜冷却加以冷却。更具体地，冷却空气薄膜从翼面叶片后缘端的上游，通过在翼面叶片压力侧上形成的后缘端槽排出。
冷却流量的抽取会对发动机的性能产生影响，所以要想办法优化供给每一喷嘴叶片的空气量以减少对发动机性能降低的影响。通常制造具有一定长度的槽，以有利于优化供给后缘端的冷却流量。由于有这样的槽长度，这些槽一般采用放电加工(EDM)工艺来制造。然而，这样的制造工艺会增加制造成本和时间，而且由于工作的复杂性会导致翼面叶片返工。包含有内部冷却几何形状的喷嘴的设计适合于熔模铸造法，其制造成本低于需要EDM工艺以产生槽的喷嘴设计的制造成本。
发明简述
一方面，提供了一种冷却燃气轮机的涡轮机喷嘴的方法。该喷嘴包括一翼面，该方法包括提供一翼面，该翼面具有一第一侧壁和一第二侧壁，它们在一前缘端和一后缘端连接起来，以在其间限定一空腔，该翼面还具有多个在第一侧壁和第二侧壁之间延伸的销孔，和至少一个扰流件，第一侧壁具有多个与翼面空腔成流体连通并通过第一侧壁朝向翼面的后缘延伸的槽。该方法还包括将冷却空气导入翼面空腔，以便空气流在通过第一侧壁槽流出翼面之前流动通过销孔而后通过扰流件。
另一方面，提供了一种燃气轮机的涡轮机喷嘴。该喷嘴具有一中空翼面叶片，它具有一第一侧壁、一第二侧壁和多个在其间延伸的销孔。该喷嘴还具有至少一行扰流件。第一侧壁和第二侧壁在一前缘端和一后缘端连接起来。第一侧壁具有多个朝向后缘端延伸的槽，并且扰流件行基本上径向定位并在多个槽和销孔之间延伸。
还一方面，提供了一种燃气轮机喷嘴的翼面。该翼面具有一第一侧壁和一第二侧壁，它们在后缘端连接起来以便在其间限定一空腔。每一侧壁沿径向延伸在一翼面根部和一顶端之间。第一侧壁具有多个朝后缘端延伸的槽。翼面还具有多个销孔和至少一排扰流件。销孔在第一侧壁和第二侧壁之间延伸，而扰流件在销孔和槽之间延伸。
附图的简单描述
图1是一燃气轮机的示意图；
图2是可以与图1所示的燃气轮机一同使用的涡轮机喷嘴装置的透视图；
图3是与图2所示的喷嘴装置一同使用的涡轮机喷嘴翼面叶片的一部分的放大的示意性的剖视图；
图4是沿图3中的线4-4所作的涡轮机喷嘴翼面叶片的放大的剖视图。
发明的详细描述
图1示意性地示出了一燃气轮机10，包括一风机装置12、一高压压缩机14和燃烧室16。发动机10还包括一高压涡轮机18和一低压涡轮机20.发动机10具有一入口端或上游端28和一排气端或下游端30。在一实施例中，发动机10是可从俄亥俄州辛辛那提的通用电气飞机发动机买到的CF6-80发动机。
运行中，空气流过风机装置12，压缩空气被供入高压压缩机14。高度压缩的空气被送至燃烧室16。气流从燃烧室16通过一涡轮机喷嘴装置(图1中未示出)被排出，用于驱动涡轮机18和20，上述涡轮机喷嘴装置具有多个喷嘴(图1中未示出)。反过来涡轮机20驱动风机装置12，涡轮机18驱动高压压缩机14。
图2是可用于燃气轮机如发动机10(图1所示)的涡轮机喷嘴装置50的透视图。图3是喷嘴装置50所用的涡轮机喷嘴翼面叶片52的一部分的放大的剖视图。图4是沿线4-4所作的涡轮机喷嘴翼面叶片52的放大的剖视图。喷嘴装置50包括多个在发动机10内周向延伸的成对物53。每一个涡轮机喷嘴成对物53具有一对周向间隔开的中空翼面叶片52，它们成对地沿径向位于一体形成的径向外围带或平台54和径向内围带或平台56之间。
每一翼面叶片52包括一第一侧壁60和一第二侧壁62。第一侧壁60是凹面的，限定了翼面叶片52的压力侧，第二侧壁62是凸起的，限定了翼面叶片52的吸入侧。侧壁60和62在翼面叶片52的前缘端64和与其轴向间隔的后缘端66连接在一起。
第一和第二侧壁60和62分别沿长度方向延伸，或径向向外从径向内围带56到径向外围带54延伸。翼面根部70靠近内围带56，翼面顶端72靠近外围带54。另外，第一和第二侧壁60和62分别在翼面叶片52内限定了一冷却腔室76。更具体地说，冷却腔室76由各侧壁60和62的内表面(图中未示)来界定。第一侧壁60限定了翼面叶片52的压力侧并具有多个从中延伸的冷却通道或冷却槽80与冷却腔室76成流体连通。在一实施例中，喷嘴冷却腔室76接受从压缩机如压缩机14(图1所示)排出的冷却空气。
相邻的各槽80由槽脊区82分隔开，并朝向后缘端66延伸。更具体地说，每一槽80有一入口端86、一出口端88，出口端88位于相应的入口端86的下游，还有一对称轴90，该对称轴90分别在入口端86和出口端88之间延伸。每一槽80都有一径向高度100，该高度100由相邻的槽脊区82之间的距离来限定。具体地，在所示的实施例中，各槽脊区82是相同的，将每个槽80限定为具有发散收敛的横断面面积。因此，槽高度100在入口端和出口端86和88之间沿对称轴90是变化的。而且，每个槽高度100在入口端和出口端86和88之间的喉部104处是最小的。
槽80沿翼面第一侧壁60布置，并在翼面根部70和翼面顶端72之间径向延伸。更具体地，在所示的实施例中，各槽80是相同的并成行延伸在根部70和顶端72之间。因此，在所示的实施例中，各槽80在翼面根部70和翼面顶端72之间是等间距的。
翼面叶片52还具有一系列销孔120和至少一排扰流件122。销孔管束120延伸通过冷却腔室76，在侧壁60和62之间，促使流经冷却腔室76的冷却空气产生扰动度。更具体地，在所示的实施例中，销孔管束120具有多个轴向间隔开的行124，如此布置使得相邻行124在径向上是彼此交错或偏置的。每一行124具有多个销孔128，这些销孔128在翼面根部70和顶端72之间径向间隔开。因此，由于相邻行124是彼此径向偏置的，所以通过销孔管束120限定了一个曲折的流通路径。另外，在所示的实施例中，多个中心加强件130在翼面侧壁60和62之间延伸通过销孔管束120。中心加强件130有利于铸造过程中的可生产性能的提高以及在铸造过程中使中心损坏最小化。
在所示的实施例中，销孔128是相同的，并每一个都具有大体圆形的横断面。另外的方案是，销孔128的横断面基本上是非圆形的。应该指出的是，销孔128的数量、横断面和几何位置可以根据有利于翼面叶片52内的对流冷却的目的而选择其他的形式。
扰流件122在根部70和顶端72之间径向延伸。更具体地，在所示的实施例中，扰流件122包括主体扰流件132和径向外部扰流件134。主体扰流件132在根部70和顶端72之间径向定位并等间距布置。在所示的实施例中，各扰流件132是相同的，且每个都具有大体矩形的横断面，和在每一个扰流件132的上游端136和下游端138之间延伸的对称轴(未示出)。在另一实施例中，扰流件132具有大体非矩形的横断面。应该指出的是，扰流件132是可选择其他形式的以利于翼面叶片52内的对流冷却。
扰流件132在销孔管束120和槽80之间径向延伸，这样在进入槽80之前气流经销孔管束120通过扰流件132引导。更具体地，扰流件132的定位要使得每一个扰流件132相对于各槽80径向偏置。
扰流件134基本上类似于扰流件132，但在径向外平台54和扰流件132之间延伸。更具体地，扰流件134比扰流件132沿该方向穿过翼面叶片一更长的距离，且这样也在径向外平台54和销孔管束120之间延伸。在所示的实施例中，扰流件134是相同的，且每一个均具有大体矩形的横断面。在另一实施例中，扰流件134的横断面大体为非矩形的。应该指出的是，扰流件134可根据促进翼面叶片52内的对流冷却的目的而选择变化。扰流件134还有利于铸造过程中的可生产性能的提高。
翼面叶片52的制造由铸造一型芯(未示出)来实现。该型芯的制造是将液态陶瓷和石墨的稀薄混合物注入一型芯模具(未示出)中，并将该稀薄混合物加热以形成固体陶瓷翼面型芯。该翼面型芯在翼面模具(未示出)中悬挂，热蜡被注入该翼面叶片模具以围绕上述陶瓷翼面型芯。热蜡固化而形成一陶瓷型芯悬挂在其内的蜡质翼面叶片。
然后将具有陶瓷型芯的蜡质翼面叶片插入翼面叶片模具并将熔化的金属注入模具内。熔化的金属熔合并取代蜡质翼面叶片，形成一金属翼面叶片，其中仍具有陶瓷型芯。而后冷却翼面叶片，并取出陶瓷型芯。由于可以采用包含整体的销孔128、扰流件122和槽80的蜡模铸造工艺来制造成对物53，所以与其它已知的喷嘴装置相比，成对物53的制造成本降低了。
运行过程中，供向每一个的冷却空气从高压压缩机进入每一个翼面叶片冷却腔室76。冷却空气流经销孔管束120。销孔的交错排列排128使冷却空气产生扰动，有利于叶片52的对流冷却。流出销孔管束120的冷却空气的压力降低了并流过扰流件122。扰流件122起到另外的促进叶片52的对流冷却的作用，但扰流件122不会向销孔管束120那样产生大的压力降。
然后，冷却空气通过后缘端槽80。更详细地，扰流件122相对于各槽80的相对位置使进入槽80的冷却空气又一次产生扰动度。此增加的扰动度促进了叶片52的对流冷却。由于槽80具有发散收敛的横断面形状，所以冷却空气在槽入口端86和槽喉部104之间加速，这控制了流出翼面叶片52的整个流动。因此，销孔管束120、扰流件122和槽80的组合有利于降低喷嘴金属温度并延长喷嘴50的使用寿命。
上述涡轮机喷嘴的几何形状有利于涡轮机喷嘴使用寿命的延长。每一喷嘴翼面叶片具有一行位于多个发散收敛的冷却槽和一销孔管束之间的扰流件。扰流件相对于冷却槽和销孔管束径向偏置，以便限定一曲折迂回的流动路径通过涡轮机喷嘴翼面叶片。曲折迂回的流动路径使冷却空气产生扰动，进而有利于增加翼面叶片内的对流冷却。冷却槽在增加了冷却和流动调节的同时，提高了产品的生产产量。因此，该喷嘴的几何形状以低成本和可靠的方式延长了喷嘴的使用寿命。
虽然以上以各种具体实施例的形式描述了本发明，但本领域的技术人员可以想到在本发明的权利要求所限定的精神和范围内可以通过种种修改来实施本发明。
部件清单
10    燃气轮机
12    风机装置
14    高压压缩机
16    燃烧室
18    高压涡轮机
20    低压涡轮机
28    入口/上游端
30    出口/下游端
50    喷嘴装置
52    翼面叶片
53    成对物
54    外围带平台
56    内围带平台
60    第一侧壁
62    第二侧壁
64    前缘端
66    后缘端
70    翼面根部
72    翼面顶端
76    冷却腔室
80    槽
82    槽脊区
86    入口端
88    出口端
90    对称轴
100    径向高度
104    喉部
120    销孔管束
122    扰流件
124    行
128    销孔
130    中心增强件
132    主体扰流件
136    上游端
138    下游端

Claims (20)

1.一种冷却燃气轮机(10)的涡轮机喷嘴(50)的方法，该喷嘴包括一翼面(52)，所述方法包括：
提供一翼面，该翼面具有一第一侧壁(60)和一第二侧壁(62)，它们在一前缘端(64)和一后缘端(66)连接起来，以在其间限定一空腔，该翼面还具有多个在第一侧壁和第二侧壁之间延伸的销孔(128)，和至少一行扰流件(122)，第一侧壁具有多个与翼面空腔成流体连通并通过第一侧壁朝向翼面的后缘延伸的槽(80)；和
将冷却空气导入翼面空腔，以便空气流在通过第一侧壁槽流出翼面之前按规定路线流过销孔而后流过扰流件。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于提供一翼面(62)的步骤还包括铸造一整体翼面，该翼面具有一排扰流件(122)和多个销孔(128)。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于导入空气流的步骤还包括使空气流通过以交错排列布置的多个销孔(128)，以利于增强涡轮机喷嘴(50)内的对流冷却。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于导入空气流的步骤还包括使空气流通过一排沿径向定位并在销孔(122)和后缘端(66)槽(80)之间延伸的扰流件(122)，其中扰流件的形状利于增强涡轮机喷嘴(50)内的冷却。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于导入空气流的步骤还包括使空气流通过具有发散收敛横断面形状的槽(80)，以便流出扰流件(122)的空气流在槽内被加速。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于导入空气流的步骤还包括使空气流通过槽(80)，该槽(80)的高度在每一槽的入口(86)和出口(88)之间延伸，是可变化的。
7.一种燃气轮机(10)的涡轮机喷嘴(50)，该喷嘴具有一中空翼面叶片(52)，它具有一第一侧壁(60)、一第二侧壁(62)和多个在其间延伸的销孔(128)，和至少一排扰流件(122)，所述第一侧壁和第二侧壁在一前缘端(64)和一后缘端(66)连接起来，所述第一侧壁具有多个朝向所述后缘端延伸的槽(80)，所述第一扰流件行基本上径向定位并在所述多个槽和所述销孔之间延伸。
8.如权利要求7所述的涡轮机喷嘴(50)，其特征在于每一所述翼面槽(80)由一对相邻的侧壁(60，62)限定，并具有在所述侧壁之间测定的高度(100)，每一所述槽具有一入口(86)和一下游出口(88)，所述高度在所述槽的入口和出口之间是可变化的。
9.如权利要求7所述的涡轮机喷嘴(50)，其特征在于每一所述翼面槽(80)由一对相邻的侧壁(60，62)限定，以便所述槽具有一个在所述侧壁之间延伸的发散收敛通道。
10.如权利要求7所述的涡轮机喷嘴(50)，其特征在于每一所述翼面槽(80)由一对相邻的侧壁(60，62)限定，每一所述槽具有一在相邻侧壁之间延伸的中心线，每一所述扰流件(122)相对于每一所述槽中心线偏置。
11.如权利要求7所述的涡轮机喷嘴(50)，其特征在于所述多个销孔(128)包括多个以交错排列的行列布置的沿径向定位的销孔排，以利于增强所述翼面(52)内的对流冷却。
12.如权利要求7所述的涡轮机喷嘴(50)，其特征在于所述翼面(52)第一壁(60)槽(80)与所述翼面一体成形。
13.如权利要求7所述的涡轮机喷嘴(50)，其特征在于所述翼面(52)第一排扰流件(122)的形状有利于增强所述翼面内的冷却。
14.一种燃气轮机(10)的喷嘴(50)的翼面(52)，所述翼面具有一第一侧壁(60)和一第二侧壁(62)，它们在后缘端(66)连接起来以便在其间限定一空腔，每一所述侧壁在一翼面根部(70)和一顶端(72)之间沿径向延伸，所述第一侧壁具有多个朝所述后缘端延伸的槽(80)，所述翼面还具有多个销孔(128)和至少一排扰流件(122)，所述销孔在所述第一侧壁和第二侧壁之间延伸，所述扰流件在所述销孔和所述槽之间延伸。
15.如权利要求14所述的翼面(52)，其特征在于所述第一侧壁(60)限定所述翼面的压力侧，所述扰流件(122)沿径向定位并在所述销孔(128)和所述槽(80)之间延伸。
16.如权利要求14所述的翼面(52)，其特征在于至少一些所述扰流件(122)在所述销孔(128)和所述翼面根部(70)之间延伸。
17.如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于每一所述槽(80)具有一发散一收敛的横断面形状。
18.如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于每一所述槽(80)具有一在所述入口(86)和所述出口(88)之间延伸的可变化的横断面形状。
19.如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于所述多个以行列布置的销孔(128)包括多个交错排列的排，所述销孔促进所述翼面内的对流冷却的增强。
20.如权利要求16所述的翼面(52)，其特征在于所述翼面第一壁(60)槽(80)与所述翼面一体成形，所述扰流件(122)的形状有利于增强所述翼面内的冷却。
CNB031067514A 2002-02-28 2003-02-28 冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置 Expired - Lifetime CN100357567C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/085996 2002-02-28
US10/085,996 US6602047B1 (en) 2002-02-28 2002-02-28 Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1441148A true CN1441148A (zh) 2003-09-10
CN100357567C CN100357567C (zh) 2007-12-26

Family

ID=27622825

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB031067514A Expired - Lifetime CN100357567C (zh) 2002-02-28 2003-02-28 冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6602047B1 (zh)
EP (1) EP1340884B1 (zh)
JP (1) JP4416417B2 (zh)
CN (1) CN100357567C (zh)
DE (1) DE60306825T2 (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1766290B (zh) * 2004-10-06 2011-10-05 通用电气公司 有台阶出口的涡轮机翼片
CN1987055B (zh) * 2005-12-19 2012-10-10 通用电气公司 平衡冷却的涡轮机喷嘴
CN102834588A (zh) * 2010-04-14 2012-12-19 西门子公司 用于涡轮机的轮叶或叶片
CN103025487A (zh) * 2010-07-09 2013-04-03 圣戈班金刚石工具有限责任两合公司 用于冷却润滑剂的喷嘴
CN103195495A (zh) * 2012-01-05 2013-07-10 通用电气公司 带槽的涡轮翼型件
CN106150703A (zh) * 2015-05-11 2016-11-23 通用电气公司 用于涡轮中的流动控制的系统及方法
CN106801622A (zh) * 2015-10-15 2017-06-06 通用电气公司 涡轮叶片
CN107304683A (zh) * 2016-04-25 2017-10-31 通用电气公司 具有可变槽分离的翼型件
CN111406147A (zh) * 2017-11-29 2020-07-10 西门子股份公司 内部冷却型涡轮机械部件

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6969230B2 (en) * 2002-12-17 2005-11-29 General Electric Company Venturi outlet turbine airfoil
US6824352B1 (en) * 2003-09-29 2004-11-30 Power Systems Mfg, Llc Vane enhanced trailing edge cooling design
US6984102B2 (en) * 2003-11-19 2006-01-10 General Electric Company Hot gas path component with mesh and turbulated cooling
US20060042932A1 (en) * 2004-08-25 2006-03-02 Rosenzweig Mark A Apparatus and method for electroplating a workpiece
US7775053B2 (en) * 2004-09-20 2010-08-17 United Technologies Corporation Heat transfer augmentation in a compact heat exchanger pedestal array
US7156619B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7156620B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7575414B2 (en) 2005-04-01 2009-08-18 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
JP4957131B2 (ja) * 2006-09-06 2012-06-20 株式会社Ｉｈｉ 冷却構造
ATE447662T1 (de) * 2007-01-18 2009-11-15 Siemens Ag Leitschaufel für eine gasturbine
US20090067978A1 (en) * 2007-05-24 2009-03-12 Suljak Jr George T Variable area turbine vane arrangement
US7934906B2 (en) * 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
WO2009121715A1 (de) * 2008-03-31 2009-10-08 Alstom Technology Ltd Kühlkanalanordnung innerhalb eines hohlgegossenen gussteils
FR2933884B1 (fr) * 2008-07-16 2012-07-27 Snecma Procede de fabrication d'une piece d'aubage.
CH700321A1 (de) 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühlte schaufel für eine gasturbine.
US8167560B2 (en) 2009-03-03 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with an internal cooling system having enhanced vortex forming turbulators
US8348613B2 (en) * 2009-03-30 2013-01-08 United Technologies Corporation Airflow influencing airfoil feature array
EP2397653A1 (en) 2010-06-17 2011-12-21 Siemens Aktiengesellschaft Platform segment for supporting a nozzle guide vane for a gas turbine and method of cooling thereof
US8882461B2 (en) 2011-09-12 2014-11-11 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved trailing edge cooling arrangements
US8790084B2 (en) 2011-10-31 2014-07-29 General Electric Company Airfoil and method of fabricating the same
EP2682565B8 (en) 2012-07-02 2016-09-21 General Electric Technology GmbH Cooled blade for a gas turbine
US9759072B2 (en) 2012-08-30 2017-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement
US9458725B2 (en) 2013-10-04 2016-10-04 General Electric Company Method and system for providing cooling for turbine components
US20150322797A1 (en) * 2014-05-09 2015-11-12 United Technologies Corporation Blade element cross-ties
EP3271554B1 (en) * 2015-03-17 2020-04-29 Siemens Energy, Inc. Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine
GB201514793D0 (en) * 2015-08-20 2015-10-07 Rolls Royce Plc Cooling of turbine blades and method for turbine blade manufacture
US10443398B2 (en) 2015-10-15 2019-10-15 General Electric Company Turbine blade
EP3353384B1 (en) * 2015-10-30 2019-12-11 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with trailing edge cooling featuring axial partition walls
CN108779678B (zh) * 2016-03-22 2021-05-28 西门子股份公司 具有后缘框架特征的涡轮翼型件
RU2627490C1 (ru) * 2016-11-15 2017-08-08 Ильдар Хайдарович Бадамшин Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков
US10612390B2 (en) * 2017-01-26 2020-04-07 United Technologies Corporation Trailing edge pressure and flow regulator
WO2019005425A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 Siemens Aktiengesellschaft AERODYNAMIC TURBINE PROFILE HAVING LEAK EDGE CHARACTERISTICS AND CASTING CORE
US10830072B2 (en) * 2017-07-24 2020-11-10 General Electric Company Turbomachine airfoil
US10787932B2 (en) * 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
US11352902B2 (en) * 2020-08-27 2022-06-07 Aytheon Technologies Corporation Cooling arrangement including alternating pedestals for gas turbine engine components
KR102488973B1 (ko) * 2021-01-11 2023-01-13 두산에너빌리티 주식회사 터빈용 에어포일 및 이를 포함하는 터빈

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2476207A1 (fr) * 1980-02-19 1981-08-21 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
US4514144A (en) * 1983-06-20 1985-04-30 General Electric Company Angled turbulence promoter
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
JPS6285102A (ja) * 1985-10-11 1987-04-18 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却翼
US4726104A (en) 1986-11-20 1988-02-23 United Technologies Corporation Methods for weld repairing hollow, air cooled turbine blades and vanes
GB2242941B (en) * 1990-04-11 1994-05-04 Rolls Royce Plc A cooled gas turbine engine aerofoil
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.
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
US5772397A (en) * 1996-05-08 1998-06-30 Alliedsignal Inc. Gas turbine airfoil with aft internal cooling
US6241466B1 (en) * 1999-06-01 2001-06-05 General Electric Company Turbine airfoil breakout cooling
US6174135B1 (en) 1999-06-30 2001-01-16 General Electric Company Turbine blade trailing edge cooling openings and slots
US6270317B1 (en) * 1999-12-18 2001-08-07 General Electric Company Turbine nozzle with sloped film cooling
DE19963349A1 (de) * 1999-12-27 2001-06-28 Abb Alstom Power Ch Ag Schaufel für Gasturbinen mit Drosselquerschnitt an Hinterkante
US6428273B1 (en) * 2001-01-05 2002-08-06 General Electric Company Truncated rib turbine nozzle

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1766290B (zh) * 2004-10-06 2011-10-05 通用电气公司 有台阶出口的涡轮机翼片
CN1987055B (zh) * 2005-12-19 2012-10-10 通用电气公司 平衡冷却的涡轮机喷嘴
US9181808B2 (en) 2010-04-14 2015-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Blade or vane for a turbomachine
CN102834588A (zh) * 2010-04-14 2012-12-19 西门子公司 用于涡轮机的轮叶或叶片
CN103025487A (zh) * 2010-07-09 2013-04-03 圣戈班金刚石工具有限责任两合公司 用于冷却润滑剂的喷嘴
CN103025487B (zh) * 2010-07-09 2015-04-08 圣戈班金刚石工具有限责任两合公司 用于冷却润滑剂的喷嘴
CN103195495A (zh) * 2012-01-05 2013-07-10 通用电气公司 带槽的涡轮翼型件
CN103195495B (zh) * 2012-01-05 2016-03-23 通用电气公司 带槽的涡轮翼型件
CN106150703A (zh) * 2015-05-11 2016-11-23 通用电气公司 用于涡轮中的流动控制的系统及方法
CN106150703B (zh) * 2015-05-11 2020-09-11 通用电气公司 用于涡轮中的流动控制的系统及方法
CN106801622A (zh) * 2015-10-15 2017-06-06 通用电气公司 涡轮叶片
CN107304683A (zh) * 2016-04-25 2017-10-31 通用电气公司 具有可变槽分离的翼型件
CN107304683B (zh) * 2016-04-25 2022-02-11 通用电气公司 具有可变槽分离的翼型件
CN111406147A (zh) * 2017-11-29 2020-07-10 西门子股份公司 内部冷却型涡轮机械部件

Also Published As

Publication number Publication date
EP1340884A3 (en) 2004-06-09
DE60306825D1 (de) 2006-08-31
JP4416417B2 (ja) 2010-02-17
EP1340884B1 (en) 2006-07-19
US6602047B1 (en) 2003-08-05
EP1340884A2 (en) 2003-09-03
DE60306825T2 (de) 2007-02-22
JP2003278503A (ja) 2003-10-02
CN100357567C (zh) 2007-12-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1441148A (zh) 冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置
CN1313706C (zh) 用于工业燃气涡轮发动机的可冷却的转子叶片
CN100339561C (zh) 具有文德利出口的涡轮翼面
CN100443735C (zh) 一种用于燃气涡轮发动机的导流叶片组件
EP1008724B1 (en) Gas turbine engine airfoil
CN1629449B (zh) 涡轮叶片的经频率调节的销组
US6206638B1 (en) Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers
US10830059B2 (en) Turbine blade cooling system with tip flag transition
CN1670336A (zh) 用于涡轮翼型件的微型回路冷却
CN1429968A (zh) 用于冷却燃气轮机喷嘴的方法和装置
CN101037947A (zh) 减振冷却的涡轮机叶片
CN101037960A (zh) 高压力比后部风扇
CN103089326A (zh) 用于冷却燃气涡轮转子叶片的方法和设备
CN100489277C (zh) 燃气涡轮的转子叶片
CN1840859A (zh) 带有渐缩后缘区的涡轮翼片
CN1580519A (zh) 用于涡轮叶片的微回路冷却
JP2005076639A (ja) タービンバケット翼形部の冷却孔位置、形態及び構成
CN1611748A (zh) 冷却燃气涡轮发动机转子组件的方法和装置
CN1690365A (zh) 装配燃气涡轮发动机转子组件的方法和设备
US20110110788A1 (en) Blade with 3d platform comprising an inter-blade bulb
CN106801623A (zh) 涡轮叶片
CN100343487C (zh) 涡轮叶片壁冷却装置及其制造方法
CN1987053A (zh) 冷却涡轮机叶片后缘的方法和设备
US20170183970A1 (en) Turbine blade comprising a central cooling duct and two side cavities connected downstream from the central duct
JP2015117700A (ja) タービンバケットおよびガスタービンエンジンのタービンバケットを冷却する方法

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: 20071226