DE102008055567A1

DE102008055567A1 - Chilled turbine nozzle segment

Info

Publication number: DE102008055567A1
Application number: DE102008055567A
Authority: DE
Inventors: Michael Scott Mason Cole; James Herbert Mason Deines; Ching-Pang Cincinnati Lee
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-12-29
Filing date: 2008-12-19
Publication date: 2009-07-02
Also published as: NL2002312C2; NL2002312A1; US20090169361A1

Abstract

Ein Turbinenleitapparatsegment (118) kann ein Band (120), (122) aufweisen, das mit einem Flansch (132), der sich radial von einer vom Strömungsweg abgewandten Seite (126, 130) erstreckt, und einem Hinr (136) können sich radial von einer dem Strömungsweg zugewandten Seite (124, 128) des Bandes (120, 122) erstrecken und können Abströmkanten (140) aufweisen. Mehrere Kühlöffnungen (144) können in dem Flansch (120, 122) angeordnet und auf das Hinterende (150) zwischen den Abströmkanten (140) gerichtet sein.A turbine nozzle segment (118) may include a band (120), (122) having a flange (132) extending radially from a side away from the flow path (126, 130) and a rear (136) may be radially extend from a flow path-facing side (124, 128) of the band (120, 122) and may have trailing edges (140). A plurality of cooling holes (144) may be disposed in the flange (120, 122) and directed toward the rear end (150) between the trailing edges (140).

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION

Die beispielhaften Ausführungsformen betreffen allgemein Gasturbinentriebwerkskomponenten und insbesondere Turbinenleitapparatsegmente mit verbesserter Kühlung.The exemplary embodiments relate generally to gas turbine engine components, and more particularly Turbine nozzle segments with improved cooling.

Gasturbinentriebwerke umfassen typischerweise einen Verdichter, eine Brennkammer und wenigstens eine Turbine. Der Verdichter kann Luft verdichten, die mit einem Brennstoff gemischt und zu der Brennkammer geleitet werden kann. Das Gemisch kann dann entzündet werden, um heiße Verbrennungsgase zu erzeugen, und die Verbrennungsgase können der Turbine zugeführt werden. Die Turbine kann den Verbrennungsgasen Energie entziehen, um den Verdichter anzutreiben und nutzbare Arbeit zu erzeugen, um ein fliegendes Flugzeug voranzutreiben oder eine Last, wie beispielsweise einen elektrischen Generator, anzutreiben.Gas turbine engines typically include a compressor, a combustion chamber and at least a turbine. The compressor can compress air with a Fuel can be mixed and passed to the combustion chamber. The mixture can then be ignited be hot To generate combustion gases, and the combustion gases, the Turbine supplied become. The turbine can extract energy from the combustion gases to power the compressor and generate usable work to propel a flying plane or a load, such as an electric generator to power.

Die Turbine kann eine Stator- und eine Rotorbaugruppe umfassen. Die Statorbaugruppe kann eine stationäre Leitapparatbaugruppe mit einer Vielzahl in Umfangsrichtung beabstandeter Schaufelblätter umfassen, die sich radial zwischen einem Innen- und einem Außenband erstrecken, wobei die Bänder einen Strömungsweg definieren, durch den die Verbrennungsgase geleitet werden. Typischerweise sind die Schaufelblätter und Bänder als eine Vielzahl von Segmenten ausgebildet, die ein oder zwei voneinander beabstandete Schaufelblätter umfassen können, die sich radial zwischen einem Innen- und einem Außenband erstrecken. Die Segmente sind miteinander verbunden und bilden so die Leitapparatbaugruppe. Das Band kann einen oder mehrere Flansche umfassen, um die Leitapparatbaugruppe an anderen Komponenten des Gasturbinentriebwerks zu befestigen.The Turbine may include a stator and a rotor assembly. The Stator assembly can be a stationary nozzle assembly with comprise a plurality of circumferentially spaced airfoils, extending radially between an inner and outer band extend, wherein the bands a flow define, through which the combustion gases are passed. typically, are the blades and ribbons formed as a variety of segments, one or two from each other spaced blades may include extending radially between an inner and an outer band. The segments are interconnected to form the nozzle assembly. The Band may include one or more flanges around the nozzle assembly to attach to other components of the gas turbine engine.

Die Rotorbaugruppe kann sich stromabwärts der Statorbaugruppe befinden und eine Vielzahl Schaufeln aufweisen, die sich von einer Scheibe aus radial nach außen erstrecken. Jede Rotorschaufel kann ein Schaufelblatt umfassen, das sich zwischen einer Plattform und einer Spitze erstrecken kann. Jede Rotorschaufel kann auch einen Fuß umfassen, der sich unter der Plattform erstrecken und in einem entsprechenden Schlitz in der Scheibe aufgenommen sein kann. Alternativ kann die Scheibe eine Blisk oder „Bladed Disk" (beschaufelte Scheibe) sein, die die Notwendigkeit eines Fußes verringern kann, so dass das Schaufelblatt direkt von der Scheibe ausgehen kann. Die Rotorbaugruppe kann an der Spitze radial durch ein stationäres ringförmiges Deckband begrenzt sein. Die Deckbänder und Plattformen (oder im Falle einer Blisk die Scheibe) definieren einen Strömungsweg, durch den die Verbrennungsgase geleitet werden.The Rotor assembly may be located downstream of the stator assembly and a plurality of blades extending from a disk out radially to the outside extend. Each rotor blade may comprise an airfoil, that can extend between a platform and a peak. each Rotor blade can also include a foot that extends below extend the platform and in a corresponding slot in the disc can be recorded. Alternatively, the disc can be a Blisk or "Bladed Disk "(bladed Disk), which can reduce the need for a foot, so that the blade can go out directly from the disc. The rotor assembly may be bounded radially at the top by a stationary annular shroud. The shrouds and platforms (or in the case of a blisk, the disc) a flow path, through which the combustion gases are passed.

Da die Gastemperaturen aufgrund der Forderung nach erhöhter Leistung steigen, können Komponenten eventuell den erhöhten Temperaturen nicht standhalten. Höhere Gastemperaturen führen zu höheren Metalltemperaturen, die einen primären Beitragsfaktor zur Überbelastung bzw. Beschädigung bilden. Eine erhöhte Belastung kann die Bildung von Rissen oder Löchern in diesen Bereichen hervorrufen, was zu einer Leistungsverschlechterung und höheren Reparaturkosten führt. Die Bereiche mit höherer Temperatur und höherem Druck sind der erhöhten Belastung am stärksten ausgesetzt. Wie in 1 gezeigt, befindet sich ein derartiger Bereich 80 mit höherer Temperatur und höherem Druck zwischen den Abströmkanten der Schaufelblätter eines Leitapparatsegments. In diesem Bereich ist die Kombination aus hohem Druck und hoher Temperatur am stärksten ausgeprägt, und der Bereich ist dadurch am anfälligsten für eine Beschädigung.As gas temperatures increase due to the demand for increased performance, components may not be able to withstand the elevated temperatures. Higher gas temperatures lead to higher metal temperatures, which are a primary contributing factor to overstress or damage. Increased stress can cause the formation of cracks or holes in these areas, resulting in performance degradation and higher repair costs. The higher temperature and higher pressure areas are most exposed to the increased load. As in 1 shown, there is such an area 80 with higher temperature and higher pressure between the trailing edges of the blades of a nozzle segment. In this area, the combination of high pressure and high temperature is most pronounced, making the area most susceptible to damage.

KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGBRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION

In einer beispielhaften Ausführungsform kann ein Turbinenleitapparatsegment ein Band aufweisen, das eine dem Strömungsweg zugewandte Seite, eine vom Strömungsweg abgewandte Seite, einen sich radial von der Strömungsweg abgewandten Seite aus erstreckenden Flansch und ein Hinterende aufweist. Das Leitapparatsegment kann ferner eine Vielzahl von Schaufelblättern aufweisen, die Abströmkanten bzw. Hinterkanten aufweisen und sich radial von der Strömungsweg zugewandten Seite aus erstrecken. Das Leitapparatsegment kann außerdem mehrere in dem Flansch angeordnete Kühlöffnungen aufweisen, die auf das Hinterende der Strömungsweg abgewandten Seite des Bandes zwischen den Abströmkanten gerichtet sind.In an exemplary embodiment a Turbinenleitapparatsegment have a band that a the flow facing side, one from the flow path opposite side, a radially away from the flow path side comprising extending flange and a rear end. The nozzle segment may further comprise a plurality of airfoils, the trailing edges or trailing edges and extending radially from the flow path extending side facing out. The nozzle segment may also have several arranged in the flange cooling holes have the side facing away from the rear end of the flow path of the band between the trailing edges are directed.

In einer anderen beispielhaften Ausführungsform kann eine Turbinenleitapparatbaugruppe mehrere gekrümmte bzw. bogenförmige Turbinenleitapparatsegmente aufweisen, die miteinander zu einem kreisringförmigen Ring verbunden sind, wobei jedes der bogenförmigen Segmente ein Band aufweist, das eine Strömungsweg zugewandte Seite, eine Strömungsweg abgewandte Seite, einen sich radial von der Strömungsweg abgewandten Seite erstreckenden Flansch und ein Hinterende aufweist. Das Leitapparatsegment kann ferner mehrere Schaufelblätter aufweisen, die Hinter- bzw. Abströmkanten haben und sich radial von der Strömungsweg zugewandten Seite aus erstrecken. Das Leitschaufelsegment kann außerdem mehrere in dem Flansch angeordnete Kühlöffnungen aufweisen, die auf das Hinterende der Strömungsweg abgewandten Seite des Bandes zwischen den Abströmkanten gerichtet sind.In In another example embodiment, a turbine nozzle assembly may include a plurality of turbine nozzles curved or arcuate Turbinenleitapparatsegmente, which together to a annular Ring are connected, wherein each of the arcuate segments has a band, the one flow path facing side, a flow path opposite side, a radially away from the flow path side having extending flange and a rear end. The nozzle segment can also have several blades having the trailing and trailing edges and extending radially facing from the flow path Side out. The vane segment may also have several arranged in the flange cooling holes have the side facing away from the rear end of the flow path of the Bandes between the trailing edges are directed.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

1 zeigt ein schematisches Diagramm, das die Drücke und Temperaturen an einem typischen Turbinenleitapparatsegment veranschaulicht. 1 Figure 11 is a schematic diagram illustrating the pressures and temperatures on a typical turbine nozzle segment.

2 zeigt eine Querschnittsansicht eines beispielhaften Gasturbinentriebwerks. 2 shows a cross-sectional view of an exemplary gas turbine engine.

3 zeigt eine Querschnittsansicht einer beispielhaften Ausführungsform einer Turbinenleitapparatbaugruppe. 3 FIG. 12 is a cross-sectional view of an exemplary embodiment of a turbine nozzle assembly. FIG.

4 zeigt eine vergrößerte Querschnittsansicht durch den Bereich des Außenbandes einer beispielhaften Ausführungsform einer Turbinenleitapparatbaugruppe. four 11 shows an enlarged cross-sectional view through the portion of the outer band of an exemplary embodiment of a turbine nozzle assembly.

5 zeigt eine Perspektivansicht einer beispielhaften Ausführungsform eines Turbinenleitapparatsegments. 5 shows a perspective view of an exemplary embodiment of a turbine nozzle segment.

6 zeigt eine Draufsicht auf eine beispielhafte Ausführungsform eines Turbinenleitapparatsegments. 6 shows a plan view of an exemplary embodiment of a turbine nozzle segment.

7 zeigt eine Perspektivansicht einer beispielhaften Ausführungsform eines Turbinenleitapparatsegments. 7 shows a perspective view of an exemplary embodiment of a turbine nozzle segment.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDETAILED DESCRIPTION THE INVENTION

2 zeigt eine schematisierte Querschnittsansicht eines beispielhaften Gasturbinentriebwerks 100. Das Gasturbinentriebwerk 100 kann einen Niederdruckverdichter 102, einen Hochdruckverdichter 104, eine Brennkammer 106, eine Hochdruckturbine 108 und eine Niederdruckturbine 110 umfassen. Der Niederdruckverdichter kann mit der Niederdruckturbine durch eine Welle 112 verbunden sein. Der Hochdruckverdichter 104 kann mit der Hochdruckturbine 108 durch eine Welle 114 verbunden sein. Im Betrieb strömt Luft durch den Niederdruckverdichter 102 und den Hochdruckverdichter 104. Die hochverdichtete Luft wird der Brennkammer 106 zugeführt, wo sie mit einem Brennstoff gemischt und entzündet wird, um Verbrennungsgase zu erzeugen. Die Verbrennungsgase werden von der Brennkammer 106 aus weitergeleitet, um die Turbinen 108 und 110 anzutreiben. Die Turbine 110 treibt den Niederdruckverdichter 102 mittels einer Welle 112 an. Die Turbine 108 treibt den Hochdruckverdichter 104 mittels einer Welle 114 an. 2 shows a schematic cross-sectional view of an exemplary gas turbine engine 100 , The gas turbine engine 100 can be a low pressure compressor 102 , a high pressure compressor 104 , a combustion chamber 106 , a high-pressure turbine 108 and a low-pressure turbine 110 include. The low pressure compressor can use the low pressure turbine through a shaft 112 be connected. The high pressure compressor 104 can with the high pressure turbine 108 through a wave 114 be connected. During operation, air flows through the low-pressure compressor 102 and the high pressure compressor 104 , The highly compressed air becomes the combustion chamber 106 where it is mixed with a fuel and ignited to produce combustion gases. The combustion gases are from the combustion chamber 106 from forwarded to the turbines 108 and 110 drive. The turbine 110 drives the low pressure compressor 102 by means of a wave 112 at. The turbine 108 drives the high pressure compressor 104 by means of a wave 114 at.

Wie in den 3–7 gezeigt, kann die Hochdruckturbine 108 eine Turbinenleitapparatbaugruppe 116 umfassen. Die Turbinenleitapparatbaugruppe 116 kann sich stromabwärts von der Brennkammer 106 oder einer Reihe von Turbinenschaufeln befinden. Die Turbinenleitapparatbaugruppe 116 umfasst eine kreisringförmige Anordnung von Turbinenleitapparatsegmenten 118. Eine Vielzahl gekrümmter bzw. bogenförmiger Turbinenleitapparatsegmente 118 kann miteinander verbunden sein, um die ringförmige Turbinenleitapparatbaugruppe 116 zu bilden. Die Turbinenleitapparatsegmente 118 können ein Innenband 120 und ein Außenband 122 aufweisen, wobei diese Bänder den Strom der Verbrennungsgase durch die Turbinenleitapparatbaugruppe 116 radial begrenzen. Das Innenband 120 kann eine dem Strömungsweg zugewandte Seite 124 und eine von dem Strömungsweg abgewandte Seite 126 umfassen, und das Außenband 122 kann eine dem Strömungsweg zugewandte Seite 128 und eine vom Strömungsweg abgewandte Seite 130 aufweisen. Ein oder mehrere Flansche 132 können sich von den vom Strömungsweg abgewandten Seiten 126 und 130 des Innenbandes 120 und des Außenbands 122 aus erstrecken. Zum Beispiel erstreckt sich – wie in 3 gezeigt – der Flansch 134 radial von dem Außenband 122 aus und kann zur Befestigung der Turbinenleitapparatbaugruppe 116 an anderen Komponenten des Gasturbinentriebwerks 100 verwendet werden.As in the 3 - 7 shown, the high-pressure turbine 108 a turbine nozzle assembly 116 include. The turbine nozzle assembly 116 can be downstream of the combustion chamber 106 or a series of turbine blades. The turbine nozzle assembly 116 includes an annular array of turbine nozzle segments 118 , A plurality of arcuate turbine nozzle segments 118 may be interconnected to the annular turbine nozzle assembly 116 to build. The turbine nozzle segments 118 can an inner band 120 and an outer band 122 wherein these bands direct the flow of combustion gases through the turbine nozzle assembly 116 radially limit. The inner band 120 may be a side facing the flow path 124 and a side facing away from the flow path 126 include, and the outer band 122 may be a side facing the flow path 128 and a side away from the flow path 130 exhibit. One or more flanges 132 may be from the sides facing away from the flow path 126 and 130 of the inner band 120 and the outer band 122 extend out. For example, extends - as in 3 shown - the flange 134 radially from the outer band 122 and may be used to attach the turbine nozzle assembly 116 on other components of the gas turbine engine 100 be used.

Schaufelblätter 136 erstrecken sich radial zwischen dem Innenband 120 und dem Außenband 122, um den Strom der Verbrennungsgase durch die Turbinenleitapparatbaugruppe 116 zu lenken. Die Schaufelblätter 136 weisen eine Vorder- bzw. Anströmkante 138 an der Vorderseite des Turbinenleitapparatsegments 118 und eine Hinter- bzw. Abströmkante 140 an der Hinterseite des Turbinenleitapparatsegments 118 auf. Die Schaufelblätter 136 können in einer massiven oder hohlen Bauweise ausgeführt sein. Hohle Schaufelblätter können einen oder mehrere innere Kühlkanäle enthalten, die zur Kühlung des Schaufelblatts und zur Erzielung einer Filmkühlung an den Schaufelblattoberflächen dienen. Andere hohle Schaufelblätter können einen Hohlraum oder mehrere Hohlräume zur Aufnahme eines Kühleinsatzes aufweisen. Der Kühleinsatz kann über eine Vielzahl von Kühlöffnungen zum Aufprall der Kühlluft auf die Innenoberfläche des hohlen Schaufelblatts verfügen, bevor sie als Filmkühlluft durch Löcher in dem Schaufelblatt austritt. Es kann jede in der Technik bekannte Schaufelblattkonfiguration verwendet werden.airfoils 136 extend radially between the inner band 120 and the outer band 122 to control the flow of combustion gases through the turbine nozzle assembly 116 to steer. The blades 136 have a leading or leading edge 138 at the front of the turbine nozzle segment 118 and a trailing or trailing edge 140 at the rear of the turbine nozzle segment 118 on. The blades 136 can be made in a solid or hollow construction. Hollow airfoils may include one or more internal cooling channels for cooling the airfoil and providing film cooling to the airfoil surfaces. Other hollow airfoils may have one or more cavities for receiving a cooling insert. The cooling insert may have a plurality of cooling apertures for impinging the cooling air on the inner surface of the hollow airfoil prior to exiting as film cooling air through holes in the airfoil. Any airfoil configuration known in the art may be used.

Der Begriff „Band", wie er nachfolgend verwendet wird, kann das Innenband 120, das Außenband 122 oder sowohl das Innenband 120 als auch das Außenband 122 bezeichnen. Das Band kann einen oder mehrere Flansche 132 aufweisen, die sich radi al von der Strömungsweg abgewandten Seite 126, 130 aus erstrecken. Zumindest einer der Flansche 132 kann in der Nähe der Hinterseite des Leitapparatsegments 118 angeordnet sein, wie beispielsweise der Flansch 134 in 3, ohne darauf beschränkt zu sein. Stromaufwärts des Flansches 134 kann sich eine auch als Plenum bezeichnete Sammelkammer 142 befinden. Das Plenum 142 kann Kühlluft von einem anderen Teil des Triebwerks aufnehmen, wie beispielsweise von dem Hochdruckverdichter 104. Die Kühlluft kann dem Plenum 142 durch jedes in der Technik bekannte Mittel zugeführt werden.The term "tape" as used hereinafter may refer to the inner band 120 , the outer band 122 or both the inner band 120 as well as the outer band 122 describe. The band can have one or more flanges 132 having radii facing away from the flow path side 126 . 130 extend out. At least one of the flanges 132 may be near the back of the nozzle segment 118 be arranged, such as the flange 134 in 3 without being limited to it. Upstream of the flange 134 may also be called a plenary plenum 142 are located. The plenum 142 can receive cooling air from another part of the engine, such as from the high pressure compressor 104 , The cooling air can be plenary 142 be supplied by any means known in the art.

In dem Flansch 134 können mehrere Kühlöffnungen 144 angeordnet sein. Die Kühlöffnungen 144 können einen Einlass 146 an dem Plenum 142 an der stromaufwärts liegenden Seite des Flansches 134 und einen Auslass 148 an der stromabwärts liegenden Seite des Flansches 134 aufweisen. Der Einlass 146 kann Kühlluft aus dem Plenum 142 aufnehmen und die Kühlluft zum Auslass 148 hindurchleiten. Die Kühlöffnung 144 und der Auslass 148 können so angeordnet sein, dass der Auslass 148 auf das Hinterende 150 des Bandes gerichtet ist, um so eine Prallkühlung an dem Hinterende 150 zu bewirken. Die Auslässe 148 können jede in der Technik bekannte Form aufweisen. Die Öffnungen 144 können ferner auf jede in der Technik bekannte Weise ausgebildet werden, beispielsweise durch Elektroerosivbearbeitung, elektrochemische Bearbeitung, Laserbohren, mechanisches Bohren oder durch anderes ähnliches Verfahren.In the flange 134 can have multiple cooling holes 144 be arranged. The cooling holes 144 can have an inlet 146 at the plenum 142 on the upstream side of the flange 134 and an outlet 148 on the downstream side of the flange 134 exhibit. The inlet 146 can cool air from the plenum 142 and the cooling air to the outlet 148 round lead. The cooling hole 144 and the outlet 148 can be arranged so that the outlet 148 on the back end 150 directed to the band, so a baffle cooling at the rear end 150 to effect. The outlets 148 may have any shape known in the art. The openings 144 may also be formed in any manner known in the art, such as by electrical discharge machining, electrochemical machining, laser drilling, mechanical drilling or other similar method.

In einer beispielhaften Ausführungsform, wie sie in den 3, 4 und 6 gezeigt ist, können die Kühlöffnungen 144 einen zusammengesetzten Winkel aufweisen. Die Kühlöffnungen 144 können einen ersten Winkel β aufweisen, der in der Radialebene (der X-Y-Ebene) relativ zu einer parallel zur Triebwerks-Mittellinie 152 verlaufenden Linie gemessen wird, so dass der Auslass auf das Hinterende 150 gerichtet ist. Die Kühlöffnungen 144 können einen zweiten Winkel α aufweisen, der in der Umfangsebene (der X-Z Ebene) relativ zu einer parallel zur Triebwerks-Mittellinie 152 verlaufenden Linie gemessen wird, so dass die Kühlöffnungen 144 im Wesentlichen in die Richtung des aus dem Leitapparatsegment austretenden Stroms gerichtet sind, wie er durch die Schaufelblatt-Abströmkanten 140 gelenkt wird. Der erste Winkel β kann zwischen etwa 10 und etwa 75 Grad betragen. Der zweite Winkel α kann zwischen etwa 10 und etwa 80 Grad betragen. Die Kühlöffnungen 144 können so angeordnet sein, dass sie auf einen Bereich hohen Drucks und hoher Temperatur gerichtet sind. In einer beispielhaften Ausführungsform können die Kühlöffnungen auf einen Bereich 158 an dem Hinterende 150 des Bandes auf der vom Strömungsweg abgewandten Seite 126, 130 zwischen den Abströmkanten 140 der Schaufelblätter 136 gerichtet sein. In einer anderen beispielhaften Ausführungsform können die Kühlöffnungen 144 auf das Hinterende 150 in einer einzigen Ebene gerichtet sein, so dass die Öffnungen 144 einen Winkel β aufweisen, der in der Radialebene (der X-Y-Ebene) relativ zu einer parallel zur Triebwerks-Mittellinie 152 verlaufenden Linie gemessen wird. In dieser beispielhaften Ausführungsform wären alle anderen Winkel gleich Null.In an exemplary embodiment, as in the 3 . four and 6 shown, the cooling holes 144 have a compound angle. The cooling holes 144 may have a first angle β in the radial plane (the XY plane) relative to a plane parallel to the engine centerline 152 Running line is measured so that the outlet to the rear end 150 is directed. The cooling holes 144 may have a second angle α in the circumferential plane (the XZ plane) relative to a plane parallel to the engine centerline 152 running line is measured so that the cooling holes 144 substantially in the direction of the flow exiting the nozzle segment, as through the airfoil trailing edges 140 is steered. The first angle β may be between about 10 and about 75 degrees. The second angle α may be between about 10 and about 80 degrees. The cooling holes 144 may be arranged to be directed to a high pressure and high temperature region. In an exemplary embodiment, the cooling holes may be in one area 158 at the back end 150 of the band on the side facing away from the flow path 126 . 130 between the trailing edges 140 the blades 136 be directed. In another exemplary embodiment, the cooling holes 144 on the back end 150 be directed in a single plane, leaving the openings 144 have an angle β in the radial plane (the XY plane) relative to a plane parallel to the engine centerline 152 running line is measured. In this exemplary embodiment, all other angles would be zero.

In einer beispielhaften Ausführungsform kann eine Wärmedämmschicht (WDS) 160 auf die Strömungsweg zugewandte Bandoberfläche 124, 128 aufgebracht werden. Die Dicke der WDS kann zwischen etwa 5 Mil und etwa 25 Mil betragen. Es kann jede in der Technik bekannte WDS verwendet werden. In einer beispielhaften Ausführungsform kann die WDS eine dreischichtige WDS mit einer ersten Schicht aus MCrAlY – wobei M aus der Ni und Co umfassenden Gruppe ausgewählt ist – einer zweiten Schicht aus Aluminid und einer dritten Schicht aus Yttrium-stabilisiertem Zirkoniumdioxid (YSZ) sein. In einer anderen beispielhaften Ausführungsform kann eine zweischichtige WDS verwendet werden, bei der Platinaluminid oder Aluminid anstelle der ersten Schicht aus MCrAlY und der zweiten Schicht aus Aluminid verwendet werden können.In an exemplary embodiment, a thermal barrier coating (WDS) may be used. 160 on the flow path facing belt surface 124 . 128 be applied. The thickness of the WDS can be between about 5 mils and about 25 mils. Any WDS known in the art can be used. In an exemplary embodiment, the WDS may be a three-layer WDS having a first layer of MCrAlY - where M is selected from the group consisting of Ni and Co - a second layer of aluminide and a third layer of yttria-stabilized zirconia (YSZ). In another exemplary embodiment, a two-layer WDS may be used in which platinum aluminide or aluminide may be used in place of the first layer of MCrAlY and the second layer of aluminide.

Durch Bereitstellung von Kühlöffnungen in diesen Bereichen und insbesondere durch Prallkühlluft in diesen Bereichen kann die Metalltemperatur reduziert werden, was zu einer geringeren Beanspruchung und Wahrscheinlichkeit einer Riss- oder Lochbildung führt. So wird das Turbinenleitapparatsegment an sich länger halten, was im Lauf der Zeit weniger Reparaturen und/oder Ersatzteile für das Gasturbinentriebwerk ergibt.By Provision of cooling holes in these areas and in particular by impingement cooling air in In these areas, the metal temperature can be reduced, which to a lower stress and probability of cracking or hole formation leads. Thus, the turbine nozzle segment will last longer, which in the course of Less gas turbine engine repairs and / or spare parts results.

Diese Beschreibung in Schriftform offenbart beispielhafte Ausführungsformen, darunter die bestmögliche Ausführungsform, um einen Fachmann in die Lage zu versetzen, die beispielhaften Ausführungsformen herzustellen und zu verwenden. Der patentierbare Schutzumfang der Erfindung ist durch die Patentansprüche definiert und kann weitere Beispiele einschließen, wie sie Fachleuten einfallen könnten. Derartige weitere Beispiele sollen in dem Umfang der Ansprüche mit umfasst sein, wenn diese Beispiele strukturelle Elemente aufweisen, die von dem Wortlaut bzw. Wortsinn der Ansprüche nicht abweichen, oder wenn sie gleichwertige strukturelle Elemente mit unwesentlichen Unterschieden zum Wortsinn der Ansprüche aufweisen.These Described in writing discloses exemplary embodiments, including the best possible embodiment, to enable a person skilled in the art, the exemplary embodiments manufacture and use. The patentable scope of protection of The invention is defined by the claims and may be further Include examples how they could come up with experts. such Further examples are intended to be included within the scope of the claims if: these examples have structural elements that are different from the wording or literal sense of the claims do not deviate, or if they are equivalent structural elements with insubstantial differences to the literal sense of the claims.

Ein Turbinenleitapparatsegment 118 kann ein Band 120, 122 aufweisen, das mit einem Flansch 132, der sich radial von einer vom Strömungsweg abgewandten Seite 126, 130 erstreckt, und einem Hinterende 150 versehen ist. Mehrere Schaufelblätter 136 können sich radial von einer dem Strömungsweg zugewandten Seite 124, 128 des Bandes 120, 122 erstrecken und können Abströmkanten 140 aufweisen. Mehrere Kühlöffnungen 144 können in dem Flansch 120, 122 angeordnet und auf das Hinterende 150 zwischen den Abströmkanten 140 gerichtet sein.A turbine nozzle segment 118 can a band 120 . 122 have that with a flange 132 extending radially from a side away from the flow path 126 . 130 extends, and a rear end 150 is provided. Several blades 136 can be radially from a side facing the flow path 124 . 128 of the band 120 . 122 extend and can trailing edges 140 exhibit. Several cooling holes 144 can in the flange 120 . 122 arranged and on the back end 150 between the trailing edges 140 be directed.

8080: Bereich mit höherer Temperatur & höherem DruckArea with higher Temperature & higher pressure
100100: GasturbinentriebwerkGas turbine engine
102102: NiederdruckverdichterLow-pressure compressor
104104: HochdruckverdichterHigh-pressure compressors
106106: Brennkammercombustion chamber
108108: HochdruckturbineHigh-pressure turbine
110110: NiederdruckturbineLow-pressure turbine
112112: Wellewave
114114: Wellewave
116116: Turbinenleitapparatbaugruppeturbine nozzle
118118: Turbinenleitapparatsegmenteturbine nozzle
120120: Innenbandsweatband
122122: Außenbandouter band
124124: Strömungsweg zugewandte Seiteflow facing side
126126: Strömungsweg abgewandte Seiteflow opposite side
128128: Strömungsweg zugewandte Seiteflow facing side
130130: Strömungsweg abgewandte Seiteflow opposite side
132132: Flanscheflanges
134134: Flanschflange
136136: Schaufelblätterairfoils
138138: Anströmkante, Vorderkanteleading edge, leading edge
140140: Abströmkante, Hinterkantetrailing edge, trailing edge
142142: Plenum, SammelkammerPlenum, plenum
144144: Kühlöffnungencooling apertures
150150: Hinterenderear end
152152: Triebwerks-MittellinieEngine centerline
158158: BereichArea
160160: Wärmedämmschichtthermal barrier

Claims

Turbine nozzle segment ( 118 ) comprising: a tape ( 120 . 122 ) with a side facing the flow path ( 124 . 128 ), a side facing away from the flow path ( 126 . 130 ), a flange ( 134 ), which is radially away from the flow path side ( 126 . 130 ) and a rear end ( 150 ); several blades ( 136 ), which faces radially from the flow path (FIG. 124 . 128 ), wherein the blades ( 136 ) Trailing edges ( 140 ), and a plurality of cooling holes ( 144 ) in the flange ( 134 ) are arranged, wherein the cooling holes ( 144 ) on the back end ( 150 ) the side facing away from the flow path ( 126 . 130 ) of the band ( 120 . 122 ) between the trailing edges ( 140 ) are directed.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 1, wherein the cooling holes ( 144 ) are aligned so that they provide an impingement cooling of the rear end ( 150 ) the side facing away from the flow path ( 126 . 130 ) of the band ( 120 . 122 ) cause.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 1, wherein the cooling holes ( 144 ) have a compound angle relative to a line parallel to the engine centerline ( 152 ) runs.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 3, wherein the cooling holes ( 144 ) have a first angle which is in the radial plane relative to a parallel to the drive factory center line ( 152 ) and that is between about 10 degrees and about 75 degrees.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 4, wherein the cooling holes ( 144 ) have a second angle which is in the circumferential plane relative to a parallel to the engine center line ( 152 ) and that is between about 10 degrees and about 80 degrees.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 1, wherein the cooling holes ( 144 ) have a first angle which is in the radial plane relative to a parallel to the engine center line ( 152 ) and that is between about 10 degrees and about 75 degrees.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 1, wherein the cooling holes ( 144 ) have a second angle which is in the circumferential plane relative to a parallel to the engine center line ( 152 ) and that is between about 10 degrees and about 80 degrees.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 1, further comprising a thermal barrier coating ( 160 ) located on the rear end ( 150 ) the flow path facing side ( 124 . 128 ) of the band ( 120 . 122 ) between the airfoil trailing edges ( 140 ) is applied.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 1, wherein the flange ( 132 ) close to the rear end ( 150 ) is located.

Turbine nozzle segment ( 118 ) according to claim 1, further comprising: a plenum ( 142 ) on the side facing away from the flow path ( 126 . 130 ) of the band ( 120 . 122 ) to the multiple cooling holes ( 144 ) Supply cooling air.