CN1461872A - 用于降低涡轮叶片尖顶区域的温度的方法和装置 - Google Patents

用于降低涡轮叶片尖顶区域的温度的方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN1461872A
CN1461872A CN03138404A CN03138404A CN1461872A CN 1461872 A CN1461872 A CN 1461872A CN 03138404 A CN03138404 A CN 03138404A CN 03138404 A CN03138404 A CN 03138404A CN 1461872 A CN1461872 A CN 1461872A
Authority
CN
China
Prior art keywords
pinnacle
aerofoil
wall
rotor blade
sidewall
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
CN03138404A
Other languages
English (en)
Other versions
CN100572756C (zh
Inventor
S·R·凯斯
T·E·德马彻
J·R·斯塔克
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 CN1461872A publication Critical patent/CN1461872A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100572756C publication Critical patent/CN100572756C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related 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
    • 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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种用于形成燃气涡轮发动机(10)的转子叶片(40)的方法有助于降低该转子叶片的尖顶区域(110)的工作温度。该方法包括：形成翼面(42)，其包括互连在前边缘(48)和尾边缘(50)处的第一侧壁(46)和第二侧壁(44)以便在其中限定腔体，其中，第一和第二侧壁在转子叶片根部(52)和转子叶片尖顶板(54)之间径向延伸，以及形成从转子叶片尖顶板沿第一侧壁延伸的第一尖顶壁(74)，以便该第一尖顶壁的至少一部分相对于转子叶片第一侧壁至少部分凹入以形成从翼面尾边缘朝翼面前边缘延伸的尖顶台面(90)。第二尖顶壁(72)形成为从转子叶片尖顶板沿第二侧壁延伸。

Description

用于降低涡轮叶片尖顶区域的温度的方法和装置
技术领域
本申请总体涉及燃气涡轮发动机转子叶片并更具体地涉及用于降低转子叶片尖顶温度的方法和装置。
背景技术
燃气涡轮发动机转子叶片一般包括具有前和尾边缘，压力侧和负压侧的翼面。该压力和负压侧连接在该前和尾边缘处，并在该翼面根部和尖顶之间径向延伸以便在其中限定冷却腔。为了有助于减少在该翼面尖顶和静止定子构件之间的燃气泄漏，该翼面包括从该翼面尖顶径向朝外延伸的尖顶区域。
该翼面尖顶区域包括从该翼面前边缘延伸到尾边缘的第一尖顶壁，和同样从该翼面前边缘延伸以便在该翼面尾边缘处与该第一尖顶壁连接的第二尖顶壁。该尖顶区域可防止转子叶片摩擦到该定子构件时对于该翼面的损坏。
在运行期间，冲击该旋转的转子叶片的燃烧气体将热量传递到叶片翼面和尖顶区域中。随时间推移，在高温中连续的运作可导致翼面尖顶区域热疲劳。为了有助于降低该翼面尖顶区域的工作温度，至少有些公知的转子叶片包括位于该尖顶壁内的缝槽以允许处于较低温度下的燃烧气体流过该尖顶区域。
为了有助于使该转子叶片尖顶的热疲劳最小化，至少有些公知的转子叶片采用了多个尖顶开口，其能使冷却空气从冷却腔中排出以冷却该转子叶片尖顶。在该转子组装以后，该转子叶片一般作为一个组件磨削到转子的特定直径。在该组件磨削期间以及发动机运行期间，该尖顶开口可能变得磨擦而闭合，于是使得可从冷却腔排出以便冷却该转子叶片尖顶的冷却空气量下降。这种转子叶片尖顶开口己磨擦而闭合的转子运行可使得该转子叶片尖顶的工作温度的提高，这会导致在该尾边缘尖顶区域中热蠕变、塑性变形以及氧化物生成量的增加。随时间推移，带有已摩擦而闭合的转子叶片尖顶开口的连续运行可降低该转子组件的有效使用寿命。
发明内容
在本发明的一个方面中，设置一种用于形成燃气涡轮发动机的转子叶片以有助于降低转子叶片尖顶的工作温度的方法。该方法包括：形成一种翼面，其包括在前边缘和尾边缘处连接以便在其间限定腔体的第一侧壁和第二侧壁，其中该第一和第二侧壁沿径向延伸在转子叶片根部和转子叶片尖顶之间，并形成从该转子叶片尖顶板沿第一侧壁延伸的第一尖顶壁，依此该第一尖顶壁的至少一部分相对该转子叶片第一侧壁至少部分地凹入以限定从该翼面尾边缘朝该翼面前边缘延伸的尖顶台面。该方法还包括：形成从该转子叶片尖顶板沿第二侧壁延伸的第二尖顶壁，因此该第二尖顶壁与第一尖顶壁在转子叶片尾边缘处连接。
在另一方面中，设置用于燃气涡轮发动机的翼面。该翼面包括：前边缘，尾边缘，尖顶板，第一侧壁，第二侧壁，第一尖顶壁和第二尖顶壁。该第一尖顶壁在翼面根部和该尖顶板之间的径向跨度上延伸。该第二侧壁在该前边缘和尾边缘处与第一侧壁相连接以在其中限定腔体。该第二侧壁在该翼面根部和该尖顶板之间的径向跨度上延伸。该第一尖顶壁从该尖顶板沿第一侧壁径向向外延伸。该第二尖顶壁从该尖顶板沿第二侧壁径向延伸。该第一尖顶壁在前边缘处与第二尖顶壁连接。该第一尖顶壁相对该转子叶片第一侧壁至少部分凹入以限定从该翼面尾边缘朝前边缘延伸的尖顶台面。该尖顶台面包括至少一通过其中延伸到腔中的开孔。
在本发明的又一方面中，设置包括多个转子叶片的燃气涡轮发动机。每个转子叶片包括翼面，其包括：前边缘，尾边缘，第一侧壁，第二侧壁，第一尖顶壁和第二尖顶壁。该翼面第一和第二侧壁轴向连接在该前和尾边缘处以在翼面中限定腔体。该第一和第二侧壁从叶片根部径向延伸到该尖顶板。该第一尖顶壁从该尖顶板沿第一侧壁径向向外延伸。该第二尖顶壁从该尖顶板沿第二侧壁径向向外延伸。该第一尖顶壁相对该转子叶片第一侧壁至少部分凹入以限定从该翼面尾边缘朝该翼面前边缘延伸的尖顶台面。该尖顶台面包括至少一通过其中延伸到该翼面腔的开孔。
附图说明
图1是燃气涡轮发动机的示意图，以及
图2是可应用在图1所示的燃气涡轮发动机的转子叶片的透视图，以及
图3是图2所示的转子叶片的一部分的放大局部透视图。
零件编号表
10.燃气涡轮发动机，12.风扇组件，14.高压压气机，16.燃烧室，18.高压涡轮，20.低压涡轮，22.增压器，24-风扇叶片，26.转子轮盘，28.进气侧，30.排气侧，40.转子叶片，42.中空翼面，43.整体式尾榫部，44.第一侧壁，46.第二侧壁，48.前边缘，50.尾边缘，52.叶片根部，54.尖顶板，60.薄膜冷却孔，62.尾边缘孔，70.尖顶区域，72.第一尖顶壁，74.第二尖顶壁，75.外边缘，76.高度，80.上部敞口尖顶腔，82.外边缘，84.高度，88.距离，90.尖顶台面，94.前边缘，96.距离，100.尖顶孔，110.区域。
具体实施方式
图1所示的燃气涡轮发动机10包括风扇组件12，高压压气机14，和燃烧室16。发动机10还包括高压涡轮18，低压涡轮20，以及增压器22。风扇组件12包括一系列从转子轮盘26径向向外延伸的风扇叶片24。发动机10具有进气侧28和排气侧30。在具体实施例中，发动机10是CT7发动机，其可从General Electric AircraftEngines，Cincinnati，Ohio.购到。
在运行时，空气流过风扇组件12而后已压缩的空气提供到高压压气机14。这种高度压缩的空气就输送到燃烧室16。来自燃烧室16的气流(图1中未示出)则驱动涡轮18和20，而涡轮20驱动风扇组件12。
图2表示可应用于燃气涡轮发动机10(图1所示)的转子叶片40的透视图。图3是转子叶片40的一部分的放大部分透视图。在具体实施例中，多个转子叶片40构成燃气涡轮发动机10的高压涡轮转子叶片级(未示出)。每个转子叶片40包括中空的翼面42和用于以公和方式将翼面42安装到转子轮盘(未示出)上的整体式榫部43。
翼面42包括第一侧壁44和第二侧壁46。第一侧壁44呈凸状并限定翼面42的负压侧面，而第二侧壁46呈凹状并限定翼面42的压力侧面。侧壁44和46相连在翼面42的前边缘48和轴向间距的尾边缘50处。该尾边缘50位于前边缘48的下游。
第一和第二侧壁44和46分别纵向或径向向外延伸以便从定位在榫部43邻近的叶片根部52横跨到限定内部冷却腔(未示出)的径向外边界的尖顶板52。该冷却腔限定在侧壁44和46之间翼面42中。翼面42的内部冷却在本领域中是已知的。在具体实施例中，该冷却腔包括一通过压气机引流的空气来冷却的蛇形通道。在该示范性的实施例中，侧壁46包括多个延伸通过其中以有助于该冷却腔和翼面尾边缘50的附加冷却的薄膜冷却孔60。
翼面42还包括多个尾边缘开孔62。更具体地，开孔62径向延伸在尖顶板52和叶片根部52之间以从冷却腔排出冷却流体从而有助于冷却翼面尾边缘50。
翼面42的尖顶区域70有时公知为振鸣器尖顶，并包括与翼面42形成整体的第一尖顶壁72和第二尖顶壁74。第一尖顶壁72从翼面前边缘48沿着翼面第一侧壁44延伸到翼面尾边缘50。更具体地，第一尖顶壁72从尖顶板54到外边缘75延伸高度76。在该示范性的实施例中，第一尖顶壁高度76沿着第一尖顶壁72基本不变。在可选择的实施例中，高度76沿着第一尖顶壁72不是基本不变的。
第二尖顶壁74从翼面前边缘48沿着第二侧壁46朝着翼面尾边缘50延伸。更具体地，第二尖顶壁74在翼面前边缘48处连接到第一尖顶壁72上并向后朝着尾边缘50延伸。因为第二尖顶壁74在横向上与第一尖顶壁72相间隔，故可用尖顶壁72和74以及尖顶板54限定上部敞口的尖顶腔80。第二尖顶壁74也从尖顶板54到外边缘82径向朝外延伸高度84。在该示范性的实施例中，第二尖顶壁高度84近似等于第一尖顶壁高度76。作为选择，第二尖顶壁高度84不等于第一尖顶壁高度76。
第二尖顶壁74至少部分地从翼面第二侧壁46凹入。更具体地，第二尖顶壁74从翼面第二侧壁46中凹入以便在离开翼面尾边缘50的距离88处与第一尖顶壁72相连，以便形成尖顶台面90。更具体地，尖顶台面90从离开翼面尾边缘50的距离88的前边缘94向后延伸到与第一尖顶壁72邻接的尾边缘50。在该示范性的实施例中，距离96近似地等于第一尖顶台面高度76，因此尖顶台面90与尖顶板54基本为共平面。在可选择的实施例中，尖顶台面90基本不与尖顶板54共平面。
在该示范性的实施例中，尖顶台面90包括多个在尖顶台面90上轴向间置的尖顶开孔100。开孔100延神贯穿该尖顶台面90以从冷却腔中排出冷却流体来冷却翼面尾边缘50。更具体地，开孔100用于朝向第一尖顶壁排出冷却流体以有助于降低在第一尖顶壁的邻近尾边缘50的区域110中的工作温度。在具体实施例中，开孔100通过尖顶台面90倾斜延伸而不垂直延伸以有助于将冷却流体排放在第一尖顶壁区域110中。
在运行期间，振鸣器尖顶壁72和74定位在极靠近于传统静止定子壳(未示出)并且在其间限定极小间隙(未示出)，其有助于减少燃烧气体通过其中的泄漏。尖顶壁72和74从翼面42径向向外延伸。因此，如果在转子叶片40和定子套筒之间发生摩擦，只有尖顶壁72和74与套筒接触而翼面42保持完好。另外，如果发生了摩擦，由于尖顶台面冷却开孔100离开第一尖顶壁外边缘75的距离96，故尖顶台面距离96有助于减少对尖顶台面90的磨擦并减少开孔100无意的封堵。
因为燃烧气体在叶片尖顶区域的前边缘48采取抛物线流动通过涡轮流道，故在涡轮叶片尖顶区域70附近的燃烧气体的温度比靠近涡轮叶片40的叶片节线(未示出)的气体温度低。当燃烧气体从叶片尖顶区域前边缘48朝叶片尾边缘50流动时，靠近该节线的较热气体由于叶片转动径向朝转子叶片尖顶区域70和第一尖顶壁区域110移动。
尖顶台面90在翼面压力侧46中形成不连续结构，这导致该较热的燃烧气体离开翼面第二侧壁46，于是有助于减少其中的热传递。另外，尖顶台面开孔100能使冷却空气从内部冷却腔排出以便对尾边缘50和第一尖顶壁区域110提供附加的薄膜和对流冷却。再有，侧壁薄膜冷却开孔60从该冷却腔中排出附加的薄膜和对流冷却空气以有助于对该冷却腔和翼面尾边缘50的附加冷却。公称为双排冷却方案的薄膜冷却和对流冷却的组合有助于降低尾边缘50和第一尖顶壁区域110的工作温度。
上述的转子叶片是节省成本和高度可靠的。该转子叶片包括从该翼面尾边缘朝该翼面前边缘延伸的尖顶台面。该尖顶台面中断了通过该翼面的燃烧气体流以有助于形成保护该尖顶台面的冷却层。结果，在转子叶片中的较低的工作温度有助于以节省成本和可靠的方式延长该转子叶片的有效使用寿命。
虽然以各种具体实施例的方式描述了本发明，但本领域中普通技术人员应认识到，本发明可进行改型而不脱离权利要求书的构思和保护范围。

Claims (20)

1.一种用于形成一燃气涡轮发动机(10)的转子叶片(40)以有助于降低该转子叶片尖顶区域(110)的工作温度的方法，所述方法包括：
形成一翼面(42)，该翼面包括一第一侧壁(46)和一第二侧壁(44)，该第一侧壁和第二侧壁连接在一前边缘(48)和一尾边缘(50)处以使在其中限定一腔体，其中该第一和第二侧壁在一转子叶片根部(52)和一转子叶片尖顶板(54)之间径向延伸；
形成一从该转子叶片尖顶板沿着该第一侧壁延伸的第一尖顶壁(74)，因此该第一尖顶壁的至少一部分相对于该转子叶片第一侧壁至少部分凹入以限定一从该翼面尾边缘朝翼面前边缘延伸的尖顶台面(90)；以及
形成一从该转子叶片尖顶板沿着第二侧壁延伸的第二尖顶壁(72)，因此该第二尖顶壁与该第一尖顶壁连接在该转子叶片前边缘处。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述形成第一尖顶壁(74)的步骤还包括形成从一凹入的翼面侧壁(46)延伸的第一尖顶壁。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述形成第一尖顶壁(74)的步骤还包括形成多个从该尖顶台面(90)延伸到该翼面腔的薄膜冷却开孔(100)。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述形成翼面(42)的步骤还包括形成多个沿尾边缘(50)以便在该翼面尖顶台面(90)和叶片根部(52)之间径向延伸的冷却孔(62)。
5.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述形成从转子叶片尖顶板(54)延伸的第一尖顶壁(74)的步骤还包括形成该第一尖顶壁使得所限定的尖顶台面(90)基本与该尖顶板共平面。
6.一种用于一燃气涡轮发动机(10)的翼面(42)，所述翼面包括：
一前边缘(48)；
一尾边缘(50)；
一尖顶板(54)；
一延伸在翼面根部(52)和所述尖顶板之间的径向跨度上的第一侧壁(46)；
一在所述前边缘和所述尾边缘处与所述第一尖顶壁连接以便在其中限定一腔体的第二侧壁(44)，所述第二侧壁延伸在所述翼面根部和尖顶板之间的径向跨度上；
一从所述尖顶板沿着所述第一侧壁径向向外延伸的第一尖顶壁(74)；以及
一从所述尖顶板沿着所述第二侧壁径向向外延伸的第二尖顶壁(72)，所述第一尖顶壁在所述前边缘处连接到所述第二尖顶壁上，所述第一尖顶壁相对于所述转子叶片第一侧壁至少部分凹入以限定一从所述翼面尾边缘朝所述翼面前边缘延伸的尖顶台面(90)，所述尖顶台面包括至少一通过其中延伸至所述腔的开孔(100)。
7.如权利要求6所述的翼面(42)，其特征在于，所述第一尖顶壁(74)和所述第二尖顶壁(72)的高度基本相等。
8.如权利要求6所述的翼面(42)，其特征在于，所述尖顶台面(90)包括多个薄膜冷却开孔(100)。
9.如权利要求6所述的翼面(42)，其特征在于，所述尾边缘(50)包括多个尾边缘冷却孔(62)。
10.如权利要求6所述的翼面(42)，其特征在于，所述转子叶片翼面第一侧壁(46)是基本凹入的，所述转子叶片翼面第二侧壁(44)是基本凸出的。
11.如权利要求6所述的翼面(42)，其特征在于，所述尖顶台面(90)与所述尖顶板(54)基本共平面。
12.如权利要求6的所述翼面(42)，其特征在于，所述第一侧壁(46)包括多个薄膜冷却开孔(60)。
13.一种燃气涡轮发动机(10)包括多个转子叶片(40)，每个所述转子叶片包括一翼面(42)，其包括一前边缘(48)，一尾边缘(50)，一第一侧壁(46)，一第二侧壁(44)，一第一尖顶壁(74)和一第二尖顶壁(72)，所述第一和第二侧壁轴向连接在所述前和尾边缘处以便在所述翼面内限定一腔体，所述第一和第二侧壁从一叶片根部(52)径向延伸到一尖顶板(54)，所述第一尖顶壁从所述尖顶板沿所述第一侧壁径向向外延伸，所述第二尖顶壁从所述尖顶板沿所述第二侧壁径向向外延伸，所述第一尖顶壁相对于所述转子叶片第一侧壁至少部分凹入以限定一从所述翼面尾边缘朝所述翼面前边缘延伸的尖顶台面(90)，所述尖顶台面包括至少一通过其中延伸至所述翼面腔的开孔(100)。
14.如权利要求13所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述转子叶片翼面第一侧壁(46)是基本凹入的，所述转子叶片翼面第二侧壁(44)是基本凸出的。
15.如权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述转子叶片翼面第一尖顶壁(74)和所述翼面第二尖顶壁(72)的高度基本相等。
16.如权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述转子叶片翼面第一尖顶壁(74)从所述尖顶板(54)延伸一第一距离(76)，所述转子叶片翼面第二尖顶壁(72)从所述尖顶板延伸一第二距离(72)。
17.如权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述转子叶片翼面尖顶板(54)包括多个薄膜冷却开孔(100)。
18.如权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述转子叶片翼面尾边缘(50)包括多个在叶片根部(52)和转子叶片尖顶板(54)之间径向延伸的尾边缘冷却孔(62)。
19.如权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述转子叶片翼面尖顶台面(90)与转子叶片尖顶板(54)基本共平面。
20.如权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，所述转子叶片翼面第一侧壁(46)包括多个薄膜冷却开孔(60)。
CNB031384048A 2002-05-31 2003-05-30 用于降低涡轮叶片尖顶区域的温度的方法和装置 Expired - Fee Related CN100572756C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/160527 2002-05-31
US10/160,527 US6652235B1 (en) 2002-05-31 2002-05-31 Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1461872A true CN1461872A (zh) 2003-12-17
CN100572756C CN100572756C (zh) 2009-12-23

Family

ID=29419730

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB031384048A Expired - Fee Related CN100572756C (zh) 2002-05-31 2003-05-30 用于降低涡轮叶片尖顶区域的温度的方法和装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6652235B1 (zh)
EP (1) EP1367222A3 (zh)
JP (1) JP4450570B2 (zh)
CN (1) CN100572756C (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102261266A (zh) * 2010-05-28 2011-11-30 哈米尔顿森德斯特兰德公司 防止移动的涡轮机叶片
CN102528413A (zh) * 2010-12-23 2012-07-04 通用电气公司 修改基底以在其中形成通路孔的方法和相关制品
CN103397912A (zh) * 2013-08-19 2013-11-20 中国航空动力机械研究所 涡轮发动机转子叶片及涡轮和涡轮发动机
CN105164376A (zh) * 2013-02-14 2015-12-16 西门子能源公司 涡轮叶片
CN107435562A (zh) * 2016-05-12 2017-12-05 通用电气公司 在冷却剂通道的转弯部开口处具有应力减小球根状突起的叶片
CN107849927A (zh) * 2015-07-31 2018-03-27 通用电气公司 涡轮叶片中的冷却布置
CN107989658A (zh) * 2016-10-26 2018-05-04 通用电气公司 用于多壁叶片的冷却回路
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
US11814965B2 (en) 2021-11-10 2023-11-14 General Electric Company Turbomachine blade trailing edge cooling circuit with turn passage having set of obstructions

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7059834B2 (en) * 2003-01-24 2006-06-13 United Technologies Corporation Turbine blade
US6824359B2 (en) * 2003-01-31 2004-11-30 United Technologies Corporation Turbine blade
US7217092B2 (en) * 2004-04-14 2007-05-15 General Electric Company Method and apparatus for reducing turbine blade temperatures
US7029235B2 (en) * 2004-04-30 2006-04-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
US7118337B2 (en) * 2004-06-17 2006-10-10 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine airfoil trailing edge corner
FR2889243B1 (fr) * 2005-07-26 2007-11-02 Snecma Aube de turbomachine
US7281894B2 (en) * 2005-09-09 2007-10-16 General Electric Company Turbine airfoil curved squealer tip with tip shelf
US7513743B2 (en) * 2006-05-02 2009-04-07 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with wavy squealer tip rail
US7625178B2 (en) * 2006-08-30 2009-12-01 Honeywell International Inc. High effectiveness cooled turbine blade
US7597539B1 (en) 2006-09-27 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with vortex cooled end tip rail
US20080085193A1 (en) * 2006-10-05 2008-04-10 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil cooling system with enhanced tip corner cooling channel
US7857587B2 (en) * 2006-11-30 2010-12-28 General Electric Company Turbine blades and turbine blade cooling systems and methods
US8172518B2 (en) * 2006-12-29 2012-05-08 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a rotor assembly
US8011889B1 (en) 2007-09-07 2011-09-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge tip corner cooling
DE102008047043A1 (de) * 2008-09-13 2010-03-18 Mtu Aero Engines Gmbh Ersatzteil für eine Gasturbinen-Schaufel einer Gasturbine, Gasturbinen-Schaufel sowie ein Verfahren zur Reparatur einer Gasturbinen-Schaufel
US8172534B2 (en) * 2009-01-21 2012-05-08 General Electric Company Turbine blade or vane with improved cooling
US8092179B2 (en) * 2009-03-12 2012-01-10 United Technologies Corporation Blade tip cooling groove
US8157504B2 (en) * 2009-04-17 2012-04-17 General Electric Company Rotor blades for turbine engines
EP2491230B1 (en) * 2009-10-20 2020-11-25 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine comprising a turbine airfoil with tapered cooling passageways
US8371815B2 (en) * 2010-03-17 2013-02-12 General Electric Company Apparatus for cooling an airfoil
GB201006449D0 (en) * 2010-04-19 2010-06-02 Rolls Royce Plc Blades
US8894363B2 (en) 2011-02-09 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system
GB201017797D0 (en) 2010-10-21 2010-12-01 Rolls Royce Plc An aerofoil structure
US8684691B2 (en) 2011-05-03 2014-04-01 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with chamfered squealer tip and convective cooling holes
CN102678189A (zh) * 2011-12-13 2012-09-19 河南科技大学 一种具有叶顶防泄漏结构的涡轮冷却叶片
US9200523B2 (en) * 2012-03-14 2015-12-01 Honeywell International Inc. Turbine blade tip cooling
US9228442B2 (en) * 2012-04-05 2016-01-05 United Technologies Corporation Turbine airfoil tip shelf and squealer pocket cooling
US9045987B2 (en) * 2012-06-15 2015-06-02 United Technologies Corporation Cooling for a turbine airfoil trailing edge
US9334742B2 (en) 2012-10-05 2016-05-10 General Electric Company Rotor blade and method for cooling the rotor blade
US10655473B2 (en) 2012-12-13 2020-05-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine blade leading edge tip trench cooling
EP3225782B1 (en) * 2016-03-29 2019-01-23 Ansaldo Energia Switzerland AG Airfoil and corresponding blading member
US10822103B2 (en) * 2017-02-10 2020-11-03 General Electric Company Propulsor assembly for an aircraft
US10533428B2 (en) * 2017-06-05 2020-01-14 United Technologies Corporation Oblong purge holes
US10822959B2 (en) * 2017-06-15 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Blade tip cooling
JP7223570B2 (ja) * 2018-12-06 2023-02-16 三菱重工業株式会社 タービン動翼、タービン及びチップクリアランス計測方法
US11118462B2 (en) * 2019-01-24 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade tip pocket rib
EP4001591B1 (en) * 2020-11-13 2024-07-24 Doosan Enerbility Co., Ltd. Trailing edge tip cooling of blade of a gas turbine blade
US11371359B2 (en) 2020-11-26 2022-06-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3635585A (en) * 1969-12-23 1972-01-18 Westinghouse Electric Corp Gas-cooled turbine blade
BE794194A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube mobile refroidie pour des turbines a gaz
US4589824A (en) 1977-10-21 1986-05-20 United Technologies Corporation Rotor blade having a tip cap end closure
MX155481A (es) * 1981-09-02 1988-03-17 Westinghouse Electric Corp Pala de rotor de turbina
US4606701A (en) * 1981-09-02 1986-08-19 Westinghouse Electric Corp. Tip structure for a cooled turbine rotor blade
US5261789A (en) * 1992-08-25 1993-11-16 General Electric Company Tip cooled blade
JP3137527B2 (ja) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼チップ冷却装置
US5464479A (en) * 1994-08-31 1995-11-07 Kenton; Donald J. Method for removing undesired material from internal spaces of parts
US5503527A (en) 1994-12-19 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having tip slot
JPH11193701A (ja) * 1997-10-31 1999-07-21 General Electric Co <Ge> タービン翼
US6190129B1 (en) * 1998-12-21 2001-02-20 General Electric Company Tapered tip-rib turbine blade
US6179556B1 (en) 1999-06-01 2001-01-30 General Electric Company Turbine blade tip with offset squealer
US6164914A (en) 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
US6382913B1 (en) * 2001-02-09 2002-05-07 General Electric Company Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102261266A (zh) * 2010-05-28 2011-11-30 哈米尔顿森德斯特兰德公司 防止移动的涡轮机叶片
CN102261266B (zh) * 2010-05-28 2014-05-07 哈米尔顿森德斯特兰德公司 防止移动的涡轮机叶片
CN102528413A (zh) * 2010-12-23 2012-07-04 通用电气公司 修改基底以在其中形成通路孔的方法和相关制品
CN102528413B (zh) * 2010-12-23 2016-09-14 通用电气公司 修改基底以在其中形成通路孔的方法和相关制品
CN105164376A (zh) * 2013-02-14 2015-12-16 西门子能源公司 涡轮叶片
CN103397912A (zh) * 2013-08-19 2013-11-20 中国航空动力机械研究所 涡轮发动机转子叶片及涡轮和涡轮发动机
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
CN107849927A (zh) * 2015-07-31 2018-03-27 通用电气公司 涡轮叶片中的冷却布置
CN107435562A (zh) * 2016-05-12 2017-12-05 通用电气公司 在冷却剂通道的转弯部开口处具有应力减小球根状突起的叶片
CN107435562B (zh) * 2016-05-12 2022-04-12 通用电气公司 在冷却剂通道的转弯部开口处具有应力减小球根状突起的叶片
CN107989658A (zh) * 2016-10-26 2018-05-04 通用电气公司 用于多壁叶片的冷却回路
CN107989658B (zh) * 2016-10-26 2022-08-23 通用电气公司 用于多壁叶片的冷却回路
US11814965B2 (en) 2021-11-10 2023-11-14 General Electric Company Turbomachine blade trailing edge cooling circuit with turn passage having set of obstructions

Also Published As

Publication number Publication date
US6652235B1 (en) 2003-11-25
JP4450570B2 (ja) 2010-04-14
CN100572756C (zh) 2009-12-23
EP1367222A3 (en) 2005-08-10
JP2004028093A (ja) 2004-01-29
US20030223870A1 (en) 2003-12-04
EP1367222A2 (en) 2003-12-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100572756C (zh) 用于降低涡轮叶片尖顶区域的温度的方法和装置
CN1328478C (zh) 降低涡轮叶尖温度的方法和装置
JP4128366B2 (ja) タービンブレード先端域の温度を低下させるための方法、翼形部およびタービンエンジン
CA2518979C (en) Fluted tip turbine blade
JP4716375B2 (ja) 鈍頭翼端タービンブレード
EP2863015B1 (en) Turbine rotor blade and corresponding manufacturing method
JP5306613B2 (ja) 先端傾斜面タービンブレード
US5927946A (en) Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling
JP4463917B2 (ja) ツインリブタービン動翼
JP3844324B2 (ja) ガスタービンエンジンタービンブレード用スクイーラ及びガスタービンエンジンタービンブレード
EP1253292B1 (en) Methods and systems for cooling gas turbine engine airfoils
US10458427B2 (en) Compressor aerofoil
JP4152184B2 (ja) 下降段を有するタービンのプラットフォーム
EP1965025B1 (en) Turbine blade
JP4771672B2 (ja) 圧縮機翼形部に生じる振動を低減するための方法及び装置
CN101943028A (zh) 用于涡轮发动机的转子叶片
GB2413160A (en) A rotor blade tip cooling arrangement
JP2016511363A (ja) 塵埃軽減を改善したタービンブレード
US20070237627A1 (en) Offset blade tip chord sealing system and method for rotary machines
WO2013181006A1 (en) Turbine cooling apparatus
EP1764477B1 (en) Fluted tip turbine blade
JPH10317905A (ja) ガスタービンチップシュラウド翼
CN107313812A (zh) 燃气轮机涡轮叶片及燃气轮机

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20091223

Termination date: 20180530