CN1818349B - 涡轮翼面的高效率吹气冷却孔 - Google Patents

涡轮翼面的高效率吹气冷却孔 Download PDF

Info

Publication number
CN1818349B
CN1818349B CN200610008976.9A CN200610008976A CN1818349B CN 1818349 B CN1818349 B CN 1818349B CN 200610008976 A CN200610008976 A CN 200610008976A CN 1818349 B CN1818349 B CN 1818349B
Authority
CN
China
Prior art keywords
leading edge
aerofoil
cooling
cooling hole
turbine airfoil
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN200610008976.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1818349A (zh
Inventor
C·-P·李
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 CN1818349A publication Critical patent/CN1818349A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1818349B publication Critical patent/CN1818349B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23H—WORKING OF METAL BY THE ACTION OF A HIGH CONCENTRATION OF ELECTRIC CURRENT ON A WORKPIECE USING AN ELECTRODE WHICH TAKES THE PLACE OF A TOOL; SUCH WORKING COMBINED WITH OTHER FORMS OF WORKING OF METAL
    • B23H9/00—Machining specially adapted for treating particular metal objects or for obtaining special effects or results on metal objects
    • B23H9/10—Working turbine blades or nozzles
    • 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
    • F01D5/186—Film 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/12—Two-dimensional rectangular
    • 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

Landscapes

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

Abstract

涡轮翼面的高效率吹气冷却孔，涡轮翼面(32)包括前缘(36)和轴向隔开的后缘(38)，前缘(36)具有轴向延伸的外表面曲率。翼面中的冷却回路(50)包括在前缘(36)中沿着翼面的翼展轴线形成的冷却孔(60)。冷却孔(60)具有与前缘(36)表面连通的扩散部分。扩散部分具有四个相对的壁面，这些壁面在前缘(36)的表面上限定了通常为四边形的出口。至少一个扩散壁面具有近似于前缘(36)外表面曲率的凸形曲率，因此，从冷却孔出口出来的流体流，将沿着前缘(36)的邻近冷却孔(60)的部分，更均匀地分散和扩散。

Description

涡轮翼面的高效率吹气冷却孔
发明领域
本发明涉及包括位于前缘内的高效率冷却孔的涡轮翼面。在燃气轮机中，空气在压气机中被压缩，然后在燃烧室中与燃料混合并被点燃，以产生热的燃烧气体，燃烧气体经一级或多级涡轮喷嘴和叶片流向下游侧。喷嘴包括静叶片，此静叶片之后依次排列有与其相对应的一排涡轮转子叶片，其中所述涡轮转子叶片连接到转动盘周围。静叶片与动叶片具有构造彼此相应的翼面，翼面是中空的并且包括多个冷却回路和部件，它们用于接收一部分从压气机流出的空气，用于提供冷却，以抵消来自燃烧气体的热量。
背景技术
涡轮静叶片和动叶片冷却技术公开了多种用于加强冷却并减少所需冷却空气量的结构，以使在获得静叶片和动叶片适当的使用寿命的同时提高发动机的整体效率。例如，燃气轮机的高压涡轮部分中的典型的静叶片和动叶片包括冷却孔，这些冷却孔延伸通过压力侧，或负压侧，或同时通过压力侧和负压侧，用于沿着翼面的外表面喷射一层冷却空气薄膜，从而以常规的方式实现薄膜冷却。
典型的薄膜冷却孔是以圆筒孔的形式出现，该圆筒孔轴向倾斜通过翼面的一个侧面，例如压力侧，从而沿着向后部的方向喷射薄膜空气。冷却孔通常是径向或顺翼展方向以特定间距隔开的一排孔。这样，冷却孔喷射冷却薄膜，形成在运行期间用于使外表面或者公知的翼面“区域”免于受到热燃烧气体损害的空气保护层。
这也是公知的，即在叶片前缘区域，使圆筒形薄膜冷却孔以锐角倾斜，从而使孔的出口径向地位于孔的入口之上并使冷却薄膜从各自的孔中径向向外喷射。为了提高冷却孔的性能，通常还改变它们的形状以实现冷却流体扩散。扩散减小了喷射速度而增大了空气流的静压。扩散冷却孔可在被授予专利的一些构造中找到，它们是以适当的吹气比率和回流极限(backflow margin)来改善薄膜冷却效果。典型的扩散薄膜冷却孔可以呈从入口到出口以适当的增大面积比例的圆锥形，从而在理想的分流情况下实现扩散。扩散发生在三个轴向上，即沿着孔的长度方向和两个位于同一平面内相互垂直正交轴上。例如，参见本申请的受让人的美国专利No.US6287075。
其它类型的扩散冷却孔也可以在现有技术中找到，它包括多个矩形孔和具有一或多个正方形侧边的孔，用于提供变化的性能特征。当冷却空气流经扩散孔并且沿着翼面的外表面排出时，就像圆锥形扩散孔一样，矩形扩散孔也能在三个方向发生扩散。例如，参见美国专利No.US6283199、US5683600和US5486093。
如上所述，各种扩散冷却孔通常是成排布置，它们沿着翼展或者翼面的径向轴线延伸，其位置是以所允许的间距尽可能向一起靠近，以共同喷射薄膜冷却空气。由于相邻的冷却孔之间必须保持足够的空间，以保证适当的强度，因此排出薄膜冷却空气不能100％地沿着相应的那排孔的翼展线覆盖。
通常，在现有技术中，孔间距是圆形孔入口直径的十倍。在上述沿翼展方向倾斜的圆筒形冷却孔的实例中，典型的翼展角度是约30度，孔的直径为0.25mm。一排吹气式冷却孔的有效覆盖范围可以由覆盖参数来定义，所述覆盖参数由沿着翼面外表面的冷却孔的翼展高度除以相邻孔的间距来表示。对于倾斜的圆筒形孔来说，孔的外表面翼展高度可以是孔的直径处于倾角的正弦。这样的结果是，十倍直径间距、30度的倾斜圆筒形孔的覆盖值为20％。
通过采用圆锥形扩散孔，覆盖率得到显著提高。通常，在现有技术中，翼面具有0.25mm的圆形入口，其面积增大，到圆形出口的直径约为0.46mm，其中中心线翼展孔间距或节距相同，为入口直径的十倍。相应的覆盖值为36％，这比简单的圆筒形孔有所提高。
但是，需要通过使冷却薄膜沿着翼面，特别是在前缘区域更均匀地扩散，以进一步改善薄膜冷却。
发明概述
根据本发明的一个方面，提供涡轮翼面，此翼面包括前缘和轴向隔开的后缘，前缘具有轴向延伸的空气动力学外表面曲率。根部和顶部沿着翼展轴线隔开，并且压力侧壁和横向隔开的负压侧壁在前缘和后缘之间延伸。冷却回路形成于压力侧壁和负压侧壁之间，以使流体流从冷却回路流过，用于冷却翼面。冷却回路包括多个沿着翼面的翼展轴线形成于在前缘内的冷却孔。至少一些冷却孔具有与前缘的表面连通的扩散部分。扩散部分具有四个相对的壁面，这些壁面在前缘的表面上限定大致呈四边形的出口。至少一个扩散壁面具有近似于前缘外表面曲率的凸形曲率。从冷却孔出口出来的流体流，将沿着邻近冷却孔的前缘表面部分，更均匀地分散和扩散。
附图简要说明
本发明的其它方面，将与附图相结合进行显现，其中：
图1-4显示现有技术中的翼面冷却孔的设计；
图5是包括根据本发明一个实施例的冷却孔的燃气轮机转子叶片的透视图；
图6是根据本发明一个实施例的翼面前缘上部的局部透视图，以及用于在前缘形成冷却孔的一种电极放电加工工具的透视图；
图7是翼面前缘上的一个吹气孔的放大前视图；
图8是图5所示的翼面的前缘部分的直剖面图；
图9是沿图8的9-9线的垂直剖视图。
优选实施例及其最佳实施方式
现在具体地参照附图，现有技术的带有前缘冷却孔的翼面如图1-4所示。图1显示的翼面前缘10，具有在其内形成的常规圆筒形冷却孔11，以及用于形成孔11的电极放电加工(“EDM”)工具12。正如图所示，这些孔11具有构成了环状壁面的圆筒形内壁面。
图2显示的是具有常规冷却孔15的翼面前缘14。孔15包括圆筒形的配量部分16和圆锥形扩散部分17，圆锥形扩散部分17与位于前缘14的表面内的孔15连通。如图1所示的前缘10的孔11一样，扩散部分17具有形成环状壁面的内壁面。EDM工具18用于形成孔15。
图3和4显示了另外一种在美国专利No.US5779437中作为实施例的现有技术的冷却孔设计。翼面前缘19包括冷却孔20。每一个冷却孔20包括圆筒形、直的配量部分21和扩散部分22，其中配量部分21具有预定的中心轴线，扩散部分22具有与配量部分21显著偏离的中心轴线。
现在参看图5，它示出了根据本发明一个示范性实施例的涡轮转子叶片30。该叶片30包括翼面32，该翼面32在其径向内端处具有与之形成一体的楔形榫34，楔形榫34用于将叶片30安装到转子盘的周围，这样的叶片30以常规方式形成环形的一排(未示出)。在图5所示的示范性实施例中，叶片30是第一级高压涡轮转子叶片，它紧接设置在高压涡轮喷嘴(未示出)的下游，其中所述高压涡轮喷嘴以常规方式接收来自燃气轮机的燃烧室(未示出)的热燃烧气体。翼面32和楔形榫34适当地设置为中空，以接收冷却流体“F”，例如一部分从压气机排出的压缩空气，用于在运行中冷却叶片30，使其免于受到来自燃烧气体的热损害。
翼面32还包括前缘36和相对的后缘38。翼面32还包括位于楔形榫34的平台部分处的根部40，以及沿着大致径向延伸的翼展轴线方向径向隔开的相对顶部42。
翼面32还包括通常为凹面的压力侧壁44和一个与之相对、通常为凸面的负压侧壁46，其中负压侧壁46和压力侧壁44是隔开的。压力侧壁44和负压侧壁46分别从前缘36延伸到后缘38以及从根部40延伸到顶部42。
翼面32和楔形榫34包括一个冷却回路或通道50，此回路或通道位于翼面侧壁44和46之间，使冷却流体“F”从翼面流过，从而在运行中实现冷却。冷却回路50可以采用任何常规的形式，它可包括各种延伸通过翼面32的通道，例如以适当的蛇形流道的形式沿着前缘36、沿着后缘38以及沿着中翼弦区域。图5所示的翼面32中，冷却流体“F”可以任何常规的方式从燃气轮机的压气机通过，并流经位于楔形榫34和圆盘中它各自的轴向楔形榫槽之间的孔
尽管特定的翼面32是作为涡轮转子叶片30的一部分示出的，本发明也可用于任何形式的翼面，例如那些位于静止涡轮喷嘴(未示出)内的翼面。
根据本发明的一个示范性实施例，多个前缘扩散冷却孔60沿着前缘36间隔排列成三排，用于沿着翼面的外表面排出来自翼面32内的冷却回路50的冷却流体“F”，以在翼面的表面上，特别是前缘36以及紧邻前缘36后面的区域上形成流体的冷却薄膜。
现在参看图6，沿着翼面32的翼展轴线在前缘36中形成的冷却孔60的每一个都包括扩散部分61。扩散部分61优选地是具有四个相对的壁面，这些壁面在前缘36的表面上限定一个通常为四边形的出口62。至少一个扩散壁面61具有与前缘36的局部外表面的曲率面近似的的凸形曲率面，因此，从冷却孔出口62出来的流体流“F”，将沿着与冷却孔60相邻的前缘36的表面部分，更均匀地分散和扩散。根据本发明的冷却孔，在特定的应用中，可以在翼面的其它曲率部位上形成。
每一个冷却孔60还包括圆筒形配量部分64，它位于翼面32的冷却回路50和扩散部分61之间，并与它们连通。
图6还示出了EDM工具70，它提供了形成冷却孔60的优选方式。其它公知的方法包括激光钻孔和常规的加工技术。该EDM工具70表示形成冷却孔60的“实际”形状。EDM工具70具有一个圆柱部分71，它表示和形成冷却孔60的圆柱形配量部分64，其中圆柱形配量部分64与冷却回路50流体连通。
一个大致呈锥体的部分72表示和形成冷却孔60的扩散部分61，它包括出口62。要特别注意EDM工具70的锥体部分72的顶部横向延伸表面74。从边线75处可以很清楚地看出，这个表面的曲率表现出与前缘36的局部区域的曲率相似的曲率，其中所述局部区域即前缘36的将被每一个冷却孔60以扩散状态排出流体流“F”的区域。参见图7，这个曲率面形成为扩散部分61的壁面65，并且它限定凸形曲率，此凸形曲率与EDM工具70的顶部横向延伸表面74的凹形曲率互补。壁面65的曲率程度优选地与前缘36的局部区域的曲率近似。
冷却孔60的一个示范性实施例的间距和形状如图8和9所示。图8标明了交错排列的孔60，以及扩散部分61的顶部横向延伸表面的锐角相对于配量部分64的角的关系。每一个吹气孔60的扩散部分61相对于翼面32的径向轴线向上约成15度角，以在径向向上朝翼面32的顶部42排出冷却空气流。
在本发明的一个示范性实施例中，冷却孔60在出口62处的面积为0.45mm2，并且配量部分64在与扩散部分61的会合点处的直径为0.38mm。扩散部分61从配量部分64到出口62的偏离角度为15度。冷却孔60大约占前缘36表面积的35％，竖直相邻的冷却孔60的中心线之间的距离约为1.14mm。横向相邻的冷却孔60的中心线之间的距离为1.52mm。优选地，出口62的竖直间隔约为0.76mm，横向间隔也约为0.76mm。
如上所述，图6中的EDM工具70的顶部横向延伸表面74是凹面，并且一旦完成了上述EDM步骤它则形成了凸形壁面65。正如上面还提到的，凸形壁面65的曲率和前缘36的局部外表面的曲率近似相同，因此，从冷却孔出口62出来的流体流“F”，与现有技术的扩散孔相比，更能均匀地分散到一个更大的角度，并且沿着与冷却孔60相邻的前缘36的表面部分扩散。这样，优选的是壁面65的曲率半径约为1.52mm。
在一个实例中，在一个2.5mm的圆内，前缘36的曲率约覆盖了圆的74度。凸面壁面65的曲率与前缘36的曲率大致相同。在另一个更加宽泛的实例中，前缘36的曲率约占70到80度之间。凸面壁面65的曲率与前缘36的曲率大致相同，即在70到80度之间。
对于本领域的技术人员明显地是，这些值将根据特定翼面的尺寸、形状、类型和运行状况而有所不同。此外，两个或多个扩散部分的壁面可以具有被优化的壁面曲率，用于使冷却流体薄膜均匀地扩散于在前缘上。
以上描述了带有冷却孔以加强冷却的翼面。本发明的各个细节都可以在不脱离其范围的情况下进行变化。另外，之前对本发明的优选实施例和实施本发明的最佳方式的描述，其目的只是示例性的，而不是用于限制——本发明由其权利要求书限定。
                   零件列表
GE编号：
代理机构编号：3163/37
  10   翼面前缘
  11   圆筒形冷却孔
  12   电极放电加工(“EDM”)工具
  14   翼面前缘
  15   常规冷却孔
  16   圆筒形配量部分
  17   圆锥形扩散部分
  19   翼面前缘
  20   冷却孔
  21   配量部分
  22   扩散部分
  30   涡轮转子叶片
  32   翼面
  34   楔形榫
  36   前缘
  38   相对的后缘
  40   根部
  42   相对的顶部
  44   压力侧壁
  46   负压侧壁
  50   冷却回路/通道
  60   前缘扩散冷却孔
  61   扩散部分
GE编号：
代理机构编号：3163/37
  62   出口
  65   壁面
  70   EDM工具
  71   圆柱部分
  72   锥体部分
  74   横向延伸表面
  75   边线

Claims (9)

1.具有限定了一曲率的外部表面的涡轮翼面(32)，包括：
(a)前缘(36)和轴向隔开的后缘(38)，前缘(36)具有轴向延伸的空气动力学外表面曲率；
(b)根部(40)和沿径向延伸翼展轴线隔开的顶部(42)；
(c)压力侧壁(44)和横向隔开的负压侧壁(46)；
(d)位于压力侧壁(44)和负压侧壁(46)之间的冷却回路(50)，用于引导流体流动，以冷却翼面(32)；
(e)多个冷却孔(60)，这些冷却孔(60)形成于翼面(32)的外表面内，并被设置成与冷却回路(50)成流体连通，多个冷却孔(60)中的每一个具有与该外表面连通并且具有相对的壁面(65)的扩散部分(61)，所述壁面(65)在该外表面上限定一个大致呈四边形的出口(62)，扩散部分(61)相对于翼面(32)的径向轴线向上约成15度角，以径向向上朝翼面(32)的顶部(42)排出该冷却空气流；和
(f)至少一个扩散壁面(65)，此扩散器壁面(65)具有与邻近于冷却孔(60)的翼面(32)的外表面曲率大致匹配的凸形曲率，由此从冷却孔出口(62)出来的流体流，沿着邻近于冷却孔(60)的翼面(32)外表面的脊面部分，均匀地扩散和扩展。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼面(32)，其特征是：每一个冷却孔(60)包括与翼面(32)的冷却回路(50)和扩散部分(61)成流体连通配置的相应圆筒形配量部分(64)。
3.根据权利要求1所述的涡轮翼面(32)，其特征是：冷却孔(60)形成于翼面(32)的前缘(36)中。
4.根据权利要求1所述的涡轮翼面(32)，其特征是：扩散部分的四边形出口(62)限定了径向延伸的垂直高度尺寸和横向延伸的宽度尺寸，并且其中，这些出口的径向间隔约为1.14mm。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼面(32)，其特征是：扩散部分(61)的四边形出口(62)限定了径向延伸的垂直高度尺寸和横向延伸的宽度尺寸，并且其中，出口(62)的径向间隔约为1.14mm，横向间隔也约为1.14mm。
6.根据权利要求1所述的涡轮翼面(32)，其特征是：翼面(32)的前缘(36)包括三排基本上沿径向延伸的冷却孔(60)。
7.根据权利要求5所述的涡轮翼面(32)，其特征是：中间一排冷却孔(60)相对于位于其相对侧面上的第一和第二排是竖直交错排列。
8.根据权利要求2所述的涡轮翼面(32)，其特征是：具有凸形曲率的扩散壁面(65)相对于配量部分(64)的圆筒形壁面约成15度角定位。
9.根据权利要求1所述的涡轮翼面(32)，其特征是：冷却孔(60)大约占前缘(36)表面积的35％。
CN200610008976.9A 2005-01-28 2006-01-28 涡轮翼面的高效率吹气冷却孔 Expired - Fee Related CN1818349B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/046112 2005-01-28
US11/046,112 US7246992B2 (en) 2005-01-28 2005-01-28 High efficiency fan cooling holes for turbine airfoil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1818349A CN1818349A (zh) 2006-08-16
CN1818349B true CN1818349B (zh) 2012-06-13

Family

ID=36216906

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200610008976.9A Expired - Fee Related CN1818349B (zh) 2005-01-28 2006-01-28 涡轮翼面的高效率吹气冷却孔

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7246992B2 (zh)
EP (1) EP1691033B1 (zh)
JP (1) JP4815223B2 (zh)
CN (1) CN1818349B (zh)
CA (1) CA2534061C (zh)

Families Citing this family (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1898051B8 (en) * 2006-08-25 2017-08-02 Ansaldo Energia IP UK Limited Gas turbine airfoil with leading edge cooling
US7540712B1 (en) * 2006-09-15 2009-06-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling holes
US7798776B1 (en) * 2007-06-21 2010-09-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling
US7878761B1 (en) * 2007-09-07 2011-02-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a showerhead film cooling hole arrangement
US8061979B1 (en) * 2007-10-19 2011-11-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine BOAS with edge cooling
US8066484B1 (en) 2007-11-19 2011-11-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Film cooling hole for a turbine airfoil
US20090169394A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 General Electric Company Method of forming cooling holes and turbine airfoil with hybrid-formed cooling holes
US8105030B2 (en) * 2008-08-14 2012-01-31 United Technologies Corporation Cooled airfoils and gas turbine engine systems involving such airfoils
US8079810B2 (en) * 2008-09-16 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with divergent film cooling hole
US8245519B1 (en) 2008-11-25 2012-08-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Laser shaped film cooling hole
US8168912B1 (en) 2009-02-19 2012-05-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Electrode for shaped film cooling hole
US8371814B2 (en) * 2009-06-24 2013-02-12 Honeywell International Inc. Turbine engine components
US8727726B2 (en) * 2009-08-11 2014-05-20 General Electric Company Turbine endwall cooling arrangement
US20110097188A1 (en) * 2009-10-23 2011-04-28 General Electric Company Structure and method for improving film cooling using shallow trench with holes oriented along length of trench
US8529193B2 (en) * 2009-11-25 2013-09-10 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with improved film cooling
US8371815B2 (en) * 2010-03-17 2013-02-12 General Electric Company Apparatus for cooling an airfoil
US8628293B2 (en) 2010-06-17 2014-01-14 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with cooling hole trenches
US8672613B2 (en) * 2010-08-31 2014-03-18 General Electric Company Components with conformal curved film holes and methods of manufacture
US20120067054A1 (en) * 2010-09-21 2012-03-22 Palmer Labs, Llc High efficiency power production methods, assemblies, and systems
JP2012219702A (ja) * 2011-04-07 2012-11-12 Society Of Japanese Aerospace Co タービン翼
JP5536001B2 (ja) * 2011-09-20 2014-07-02 株式会社日立製作所 ガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法及びガスタービン翼
JP2013167205A (ja) * 2012-02-15 2013-08-29 Hitachi Ltd ガスタービン翼、その放電加工用工具及び加工方法
US9024226B2 (en) * 2012-02-15 2015-05-05 United Technologies Corporation EDM method for multi-lobed cooling hole
US8572983B2 (en) 2012-02-15 2013-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and diffusive cooling
US8522558B1 (en) * 2012-02-15 2013-09-03 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole array
US8683814B2 (en) 2012-02-15 2014-04-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and lobed cooling hole
US9598979B2 (en) 2012-02-15 2017-03-21 United Technologies Corporation Manufacturing methods for multi-lobed cooling holes
US9429027B2 (en) * 2012-04-05 2016-08-30 United Technologies Corporation Turbine airfoil tip shelf and squealer pocket cooling
US9650900B2 (en) 2012-05-07 2017-05-16 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations
US20130302179A1 (en) * 2012-05-09 2013-11-14 Robert Frederick Bergholz, JR. Turbine airfoil trailing edge cooling hole plug and slot
US10113433B2 (en) 2012-10-04 2018-10-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes
EP2956633B1 (en) * 2013-02-15 2021-05-05 Raytheon Technologies Corporation Component for a gas turbine engine and corresponding method of forming a cooling hole
US9879601B2 (en) 2013-03-05 2018-01-30 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine component arrangement
US9874110B2 (en) 2013-03-07 2018-01-23 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Cooled gas turbine engine component
CA2898822A1 (en) 2013-03-13 2014-10-09 Rolls-Royce Corporation Trenched cooling hole arrangement for a ceramic matrix composite vane
US9957808B2 (en) 2014-05-08 2018-05-01 United Technologies Corporation Airfoil leading edge film array
WO2015191037A1 (en) * 2014-06-10 2015-12-17 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with leading edge diffusion film cooling holes
US10041356B2 (en) * 2014-08-15 2018-08-07 United Technologies Corporation Showerhead hole scheme apparatus and system
US10233775B2 (en) * 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10030525B2 (en) 2015-03-18 2018-07-24 General Electric Company Turbine engine component with diffuser holes
CN104895620B (zh) * 2015-04-20 2016-08-10 西北工业大学 一种用于气膜冷却的箭头型双孔单元结构
US10208602B2 (en) * 2015-04-27 2019-02-19 United Technologies Corporation Asymmetric diffuser opening for film cooling holes
US20170002662A1 (en) * 2015-07-01 2017-01-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with bi-axial skin core
JP6583780B2 (ja) * 2015-09-14 2019-10-02 三菱日立パワーシステムズ株式会社 翼及びこれを備えるガスタービン
US10703468B2 (en) 2015-09-17 2020-07-07 Sikorsky Aircraft Corporation Stress reducing holes
US20170145831A1 (en) * 2015-11-24 2017-05-25 General Electric Company Gas turbine engine with film holes
US11021965B2 (en) 2016-05-19 2021-06-01 Honeywell International Inc. Engine components with cooling holes having tailored metering and diffuser portions
KR101951115B1 (ko) * 2016-08-22 2019-05-08 두산중공업 주식회사 가스 터빈 블레이드
US11286787B2 (en) * 2016-09-15 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with showerhead cooling holes near leading edge
CN106640216B (zh) * 2017-01-05 2019-12-10 河北工业大学 一种气膜冷却孔型结构
US10539026B2 (en) 2017-09-21 2020-01-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cooling holes having variable roughness
US10927682B2 (en) 2017-11-16 2021-02-23 General Electric Company Engine component with non-diffusing section
CN109736898A (zh) * 2019-01-11 2019-05-10 哈尔滨工程大学 一种交错复合角的叶片前缘气膜冷却孔结构
US10822958B2 (en) * 2019-01-16 2020-11-03 General Electric Company Component for a turbine engine with a cooling hole
JP7206129B2 (ja) * 2019-02-26 2023-01-17 三菱重工業株式会社 翼及びこれを備えた機械
JP7213103B2 (ja) * 2019-02-26 2023-01-26 三菱重工業株式会社 翼及びこれを備えた機械
US11359494B2 (en) * 2019-08-06 2022-06-14 General Electric Company Engine component with cooling hole

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5382133A (en) * 1993-10-15 1995-01-17 United Technologies Corporation High coverage shaped diffuser film hole for thin walls
US5779437A (en) * 1996-10-31 1998-07-14 Pratt & Whitney Canada Inc. Cooling passages for airfoil leading edge
US6287075B1 (en) * 1997-10-22 2001-09-11 General Electric Company Spanwise fan diffusion hole airfoil

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4922076A (en) 1987-06-01 1990-05-01 Technical Manufacturing Systems, Inc. Electro-discharge machining electrode
US5683600A (en) 1993-03-17 1997-11-04 General Electric Company Gas turbine engine component with compound cooling holes and method for making the same
US5486093A (en) * 1993-09-08 1996-01-23 United Technologies Corporation Leading edge cooling of turbine airfoils
EP0945593B1 (de) 1998-03-23 2003-05-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Filmkühlungsbohrung
DE59810031D1 (de) * 1998-09-10 2003-12-04 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Ausbilden einer Filmkühlbohrung
JP2001012204A (ja) * 1999-06-30 2001-01-16 Toshiba Corp ガスタービン翼
US6869268B2 (en) 2002-09-05 2005-03-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine with airfoil having enhanced leading edge diffusion holes and related methods
JP3997986B2 (ja) * 2003-12-19 2007-10-24 株式会社Ｉｈｉ 冷却タービン部品、及び冷却タービン翼
US7328580B2 (en) 2004-06-23 2008-02-12 General Electric Company Chevron film cooled wall
US7300252B2 (en) 2004-10-04 2007-11-27 Alstom Technology Ltd Gas turbine airfoil leading edge cooling construction

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5382133A (en) * 1993-10-15 1995-01-17 United Technologies Corporation High coverage shaped diffuser film hole for thin walls
US5779437A (en) * 1996-10-31 1998-07-14 Pratt & Whitney Canada Inc. Cooling passages for airfoil leading edge
US6287075B1 (en) * 1997-10-22 2001-09-11 General Electric Company Spanwise fan diffusion hole airfoil

Also Published As

Publication number Publication date
EP1691033B1 (en) 2013-11-20
JP4815223B2 (ja) 2011-11-16
CN1818349A (zh) 2006-08-16
US7246992B2 (en) 2007-07-24
US20060171807A1 (en) 2006-08-03
EP1691033A1 (en) 2006-08-16
CA2534061A1 (en) 2006-07-28
CA2534061C (en) 2014-04-29
JP2006207586A (ja) 2006-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1818349B (zh) 涡轮翼面的高效率吹气冷却孔
US7374401B2 (en) Bell-shaped fan cooling holes for turbine airfoil
EP2547871B1 (en) Gas turbine airfoil with shaped trailing edge coolant ejection holes and corresponding turbine
US7186085B2 (en) Multiform film cooling holes
JP5383270B2 (ja) ガスタービン翼
CN100564834C (zh) 逆流薄膜冷却壁
CN1970997B (zh) 图案化冷却的涡轮机翼型部
US5458461A (en) Film cooled slotted wall
US5779437A (en) Cooling passages for airfoil leading edge
JP5503140B2 (ja) 発散型タービンノズル
US9347324B2 (en) Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles
JP2000170695A (ja) 流体圧縮機のためのケ―シング処理
JP2009162224A (ja) 冷却孔を形成する方法及びハイブリッド形成冷却孔を有するタービン翼形部
US10030525B2 (en) Turbine engine component with diffuser holes
CN102454427A (zh) 用于冷却涡轮转子叶片的平台区域的设备、系统和方法
CN104632293A (zh) 燃气轮机叶片
CN103534488A (zh) 燃气涡轮机扩压器吹气方法和相应的扩压器
US11396818B2 (en) Triple-walled impingement insert for re-using impingement air in an airfoil, airfoil comprising the impingement insert, turbomachine component and a gas turbine having the same
JP6843253B2 (ja) ガスタービンのための高温ガス部及び対応する高温ガス部の壁
US11346248B2 (en) Turbine nozzle segment and a turbine nozzle comprising such a turbine nozzle segment

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: 20120613

Termination date: 20210128