RU2623600C2 - Охлаждаемая турбинная лопатка (варианты) и способ охлаждения турбинной лопатки - Google Patents

Охлаждаемая турбинная лопатка (варианты) и способ охлаждения турбинной лопатки Download PDF

Info

Publication number
RU2623600C2
RU2623600C2 RU2012151223A RU2012151223A RU2623600C2 RU 2623600 C2 RU2623600 C2 RU 2623600C2 RU 2012151223 A RU2012151223 A RU 2012151223A RU 2012151223 A RU2012151223 A RU 2012151223A RU 2623600 C2 RU2623600 C2 RU 2623600C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
central
aerodynamic profile
cavity
specified
Prior art date
Application number
RU2012151223A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012151223A (ru
Inventor
Мэттью Дюрэм КОЛЛИЕР
Гаятри П
Энтони Луис ГИГЛИО
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2012151223A publication Critical patent/RU2012151223A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2623600C2 publication Critical patent/RU2623600C2/ru

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
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
    • 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
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • 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
    • 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

Охлаждаемая турбинная лопатка содержит хвостовик, предназначенный для прикрепления охлаждаемой лопатки к турбинному ротору, аэродинамический профиль, концевой бандаж и один или несколько центральных охлаждающих каналов, ограниченных аэродинамическим профилем. Аэродинамический профиль проходит вдоль радиальной оси от хвостовика и ограничивает один задний охлаждающий канал, который проходит радиально через аэродинамический профиль проксимально к задней кромочной части аэродинамического профиля. Задний канал расположен в пределах расстояния от задней кромочной части, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля. Концевой бандаж расположен на радиально внешнем конце аэродинамического профиля, проходит в окружном направлении от аэродинамического профиля и ограничивает внутри себя центральную полость повышенного давления и периферическую полость повышенного давления. Аэродинамический профиль ограничивает одно заднее охлаждающее впускное отверстие, предназначенное для прохождения одного заднего потока охлаждающей текучей среды к указанному одному заднему охлаждающему каналу аэродинамического профиля, а также ограничивает одно заднее выпускное отверстие, предназначенное для выпуска одного заднего потока охлаждающей текучей среды из заднего охлаждающего канала к периферической полости повышенного давления. Концевой бандаж ограничивает по меньшей мере одно отверстие периферической полости, предназначенное для выпуска одного заднего потока охлаждающей текучей среды из периферической полости. Каждый из центральных охлаждающих каналов проходит радиально через центральную часть аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль ограничивает центральное охлаждающее впускное отверстие, предназначенное для подачи центрального потока охлаждающей текучей среды к одному или нескольким центральным охлаждающим каналам, и по меньшей мере одно центральное охлаждающее выпускное отверстие, предназначенное для выпуска центрального потока охлаждающей текучей среды из одного или нескольких центральных охлаждающих каналов к центральной полости. Задний охлаждающий канал и один или несколько центральных охлаждающих каналов обеспечивают направление заднего потока и центрального потока охлаждающей текучей среды к разным полостям. При этом указанные один или несколько центральных охлаждающих каналов расположены в пределах расстояния от центра аэродинамического профиля, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля. Изобретение направлено на улучшение охлаждения задней кромки аэродинамического профиля и концевого бандажа. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Настоящее изобретение относится к лопатке для турбины, такой как турбина двигателя летательного аппарата или газотурбинного двигателя, паровая турбина и т.д. Более конкретно, данное изобретение относится к охлаждению концевого бандажа турбинной лопатки.
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0002] Газотурбинный двигатель содержит турбинную секцию, в которой высокотемпературный сжатый газ расширяется для создания энергии вращающегося вала. Указанная турбинная секция, как правило, содержит множество перемежающихся рядов неподвижных лопаток (сопловых лопаток) и вращающихся лопаток (рабочих лопаток турбины). Каждая вращающаяся лопатка имеет аэродинамический профиль и хвостовик, который прикрепляет вращающуюся лопатку к ротору.
[0003] В некоторых случаях на радиально внешнем конце каждой турбинной лопатки в виде неотъемлемой части выполнен концевой бандаж, так что в смонтированном состоянии ряд лопаток образует наружную поверхность, ограничивающую прохождение высокотемпературных сжатых газов через части аэродинамических профилей лопаток. Указанное выполнение неотъемлемых концевых бандажей приводит к увеличению способности турбинной секции совершать работу благодаря использованию высокотемпературных сжатых газов с улучшением при этом эксплуатационных характеристик турбинного двигателя. К сожалению, неотъемлемые концевые бандажи, расположенные на вращающихся аэродинамических профилях, испытывают высокие напряжения, вызванные воздействием механических и аэродинамических сил, а также высокотемпературной окружающей среды, которым они подвержены..
[0004] Для увеличения полезного расчетного срока службы турбинной лопатки используют способы охлаждения. Как правило, охлаждение лопаток осуществляют путем извлечения части сжатой рабочей текучей среды (например, воздуха) из компрессора и проведения ее непосредственно к турбинной секции без дополнительного подогрева охлаждающей текучей среды в секции камеры сгорания. Эта охлаждающая текучая среда является источником относительно холодной текучей среды под давлением, которая легко проходит через каналы, выполненные в турбинных лопатках, и обеспечивают их охлаждение. Таким образом, часто выполняют радиальные каналы для проведения охлаждающей текучей среды в радиально наружном направлении от хвостовика лопатки к ее концевой части, в которой охлаждающая текучая среда выпускается.
[0005] Соответственно, специалистами предпринимаются попытки для создания турбинной лопатки с улучшенным охлаждением задней кромки аэродинамического профиля и концевого бандажа.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0006] В соответствии с одним аспектом изобретения охлаждаемая турбинная лопатка содержит хвостовик для прикрепления лопатки к турбинному ротору, аэродинамический профиль, проходящий вдоль радиальной оси от хвостовика, и концевой бандаж, расположенный на радиально внешнем конце аэродинамического профиля. Концевой бандаж проходит в окружном направлении от аэродинамического профиля и ограничивает внутри себя центральную полость повышенного давления и периферическую полость повышенного давления. Аэродинамический профиль ограничивает задний охлаждающий канал, который проходит радиально через аэродинамический профиль проксимально к задней кромочной части аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль также ограничивает заднее охлаждающее впускное отверстие, предназначенное для прохождения заднего потока охлаждающей текучей среды к заднему охлаждающему каналу аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль также ограничивает по меньшей мере одно заднее выпускное отверстие, предназначенное для выпуска заднего потока охлаждающей текучей среды из заднего охлаждающего канала к периферической полости повышенного давления. Указанный концевой бандаж ограничивает по меньшей мере одно отверстие периферической полости, предназначенное для выпуска заднего потока охлаждающей текучей среды из указанной периферической полости.
[0007] В соответствии с другим аспектом данного изобретения предлагается способ охлаждения турбинной лопатки, содержащей аэродинамический профиль и концевой бандаж, проходящий в окружном направлении от конца аэродинамического профиля. Указанный способ включает создание в концевом бандаже центральной полости повышенного давления и периферической полости повышенного давления, а также разделение подачи охлаждающей текучей среды на центральный охлаждающий поток и периферический охлаждающий поток. Периферический поток направляют через задний охлаждающий канал аэродинамического профиля, проходящий радиально через аэродинамический профиль проксимально к задней кромочной части аэродинамического профиля, для переноса тепла от задней кромочной части аэродинамического профиля к периферическому охлаждающему потоку. Центральный охлаждающий поток направляют через один или несколько центральных охлаждающих каналов, проходящих через центральную часть аэродинамического профиля, для переноса тепла от указанной центральной части к центральному охлаждающему потоку. Периферический охлаждающий поток направляют из заднего охлаждающего канала к указанной периферической полости, а центральный охлаждающий поток направляют от указанных одного или нескольких центральных охлаждающих каналов к центральной полости. Периферический охлаждающий поток выпускают из периферической полости, а центральный охлаждающий поток выпускают из центральной полости.
[0008] Указанный способ также включает проведение заднего потока охлаждающей текучей среды к заднему охлаждающему каналу через заднее охлаждающее впускное отверстие и выпуск указанного потока охлаждающей текучей среды из периферической полости через по меньшей мере одно выпускное отверстие периферической полости.
[0009] Эти и другие преимущества и свойства будут более понятны из последующего описания с сопроводительными чертежами.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0010] Настоящее изобретение подробно и точно изложено в формуле изобретения, приведенной в конце описания. Вышеупомянутые и другие признаки и преимущества данного изобретения очевидны из последующего подробного описания со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых
[0011] фиг.1 изображает иллюстративную охлаждаемую турбинную лопатку,
[0012] фиг.2 изображает вид сверху иллюстративной охлаждаемой турбинной лопатки,
[0013] фиг.3 изображает иллюстративный вариант выполнения данного изобретения в поперечном разрезе,
[0014] фиг.4 изображает другой иллюстративный вариант выполнения данного изобретения в поперечном разрезе,
[0015] фиг.5 изображает вид сверху конструкции, показанной на фиг.3, в соответствии с первым иллюстративным вариантом выполнения, и
[0016] фиг.6 изображает вид сверху конструкции, показанной на фиг.3, в соответствии со вторым иллюстративным вариантом выполнения.
[0017] В подробном описании объясняются варианты выполнения данного изобретения вместе с его преимуществами и признаками путем примера со ссылкой на данные чертежи.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0018] Как показано на фиг.1, турбинная лопатка 100 содержит аэродинамический профиль 112 и хвостовик 114. Аэродинамический профиль 112 проходит вдоль радиальной оси от хвостовика 114 к концевой части 130 лопатки. Аэродинамический профиль 112 имеет переднюю кромочную часть 116 и заднюю кромочную часть 118, при этом расстояние от передней кромки к задней кромке определяет хордовую длину 117 аэродинамического профиля. Между передней и задней кромками, расположенными на противоположных сторонах аэродинамического профиля 112, проходят по существу вогнутая поверхность 120 со стороны высокого давления и по существу выпуклая поверхность 122 со стороны разрежения. В показанном примере хвостовик 114 лопатки 100 содержит хвостовую часть 124 и элемент 126 пазового замка, взаимодействующий с соответствующим пазом пазового замка на роторе, обеспечивая при этом прикрепление турбинной лопатки 100 к ротору.
[0019] Как показано на фиг.1 и 2, на концевой части 130 лопатки расположен концевой бандаж 128, т.е. он расположен смежно с радиально внешним концом аэродинамического профиля 112 и проходит в окружном направлении (т.е. в направлении, которое по существу перпендикулярно радиальной оси) от аэродинамического профиля 112. Концевой бандаж 128 имеет поверхность, обращенную в радиально внутреннем направлении, и поверхность, обращенную в радиально наружном направлении, причем обе эти поверхности испытывают воздействие высокотемпературного сжатого газа, проходящего через турбинную секцию. Каждый бандаж 128 имеет опорные поверхности 136, 138, которыми он контактирует с опорными поверхностями смежного концевого бандажа смежной лопатки. В радиально наружном направлении от бандажа 128 проходит один или несколько дефлекторов 140 для предотвращения протечки высокотемпературного газа вокруг лопатки.
[0020] Как показано на фиг.1, через центральную часть аэродинамического профиля 112 (например, в пределах расстояния, составляющего приблизительно менее 25% хордовой длины от центра аэродинамического профиля) проходит один или несколько центральных охлаждающих каналов 160, а через заднюю кромочную часть аэродинамического профиля 112 проходит задний охлаждающий канал 162. Один или более центральных охлаждающих каналов 160 и задний охлаждающий канал 162 проходят радиально от хвостовика 114, где в каждый из них поступает поток сжатой охлаждающей текучей среды (которая может представлять собой сжатый воздух или другую текучую среду, полученную из компрессорной секции двигателя, в котором установлена турбинная лопатка), к концевой части 130 лопатки, где указанные потоки охлаждающей текучей среды могут быть направлены к охлаждаемому месту или выпущены иным образом. Например, как показано на фиг.3 и 4, для уменьшения температур материала (например, металла или керамики) в участках концевого бандажа, испытывающих высокие напряжения, используют локализованное направленное ударное охлаждение концевого бандажа 128. В частности, бандаж 128 имеет внутреннюю центральную охлаждающую полость 142, снабжающую требуемые участки охлаждающей текучей средой и обеспечивающую ударное охлаждение указанного бандажа 128. Задний охлаждающий канал 162 может иметь форму сечения, совпадающую с наружной формой задней кромочной части аэродинамического профиля 112.
[0021] Указанные радиальные охлаждающие каналы, камеры, полости повышенного давления и охлаждающие каналы, рассматриваемые в данном документе, могут быть выполнены с помощью ряда технологических процессов, таких как электрохимическое сверление. Один такой вид электрохимического сверления известен как электролитическая обработка фасонных труб (STEM), которая обеспечивает обработку канала, имеющего относительно большое соотношение глубины к диаметру, как это имеет место в случае радиальных охлаждающих каналов турбинной лопатки. При сверлении методом STEM каналы выполняют путем анодного растворения с использованием трубчатых катодов с изоляционным внутренним покрытием. Метод STEM позволяет создавать каналы с переменными диаметрами по их длине.
[0022] В дополнение к варьированию диаметра по длине канала сверление методом STEM позволяет также создавать каналы с некруглыми поперечными сечениями. Например, начальная часть охлаждающего канала может быть выполнена путем перемещения электрода в радиальном направлении в турбинную лопатку при условиях, обеспечивающих получение кругового в сечении канала с зазором, распределенным равномерно вокруг электрода. Затем указанный электрод может быть передвинут в направлении, поперечном продольной оси электрода (т.е. в направлении одной стороны стенки канала). После этого выполняют удаление дополнительного материала из этой же стороны стенки канала с созданием тем самым канала с эксцентриковым поперечным сечением. Указанный процесс может быть воспроизведен в различных направлениях для создания канала с требуемым поперечным сечением.
[0023] Как показано на фиг.5, внутренняя центральная охлаждающая камера 142 содержит центральную полость 144 и периферическую полость 146, образованные концевым бандажом 128. Центральные каналы 160 для охлаждающей аэродинамический профиль текучей среды проходят радиально через аэродинамический профиль 112 в концевой бандаж 128 и пересекают центральную полость 144. Задний охлаждающий канал 162 расположен вблизи задней кромки лопатки, при этом указанный канал 162 пересекает периферическую полость 146, а не центральную полость 144. В соответствии с этим иллюстративным вариантом выполнения охлаждающая текучая среда, которая прошла через указанный канал 162, создает повышенное давление в периферической полости 146, но не в центральной полости 144. В показанном варианте выполнения охлаждающий воздух, создавший повышенное давление в периферической полости 146, может быть выпущен через одно или несколько отверстий 156 периферической полости. Однако следует отметить, что в других вариантах выполнения предусматривается проточное сообщение между центральной полостью и периферической полостью. В соответствии с такими вариантами выполнения выпуск из центральной полости 144 в основной газовый поток может уменьшать или исключать необходимость в выпуске воздуха из периферической полости 146 в основной газовый поток, например, через отверстие 156 периферической полости.
[0024] Как показано на фиг.5, задний охлаждающий канал 162 имеет круглое поперечное сечение. Однако следует отметить, что указанный охлаждающий канал также может иметь поперечное сечение в форме, которая более точно совпадает с наружной формой аэродинамического профиля, при этом удовлетворяются требования к минимальной толщине стенок при расположении в относительной близости к задней кромке аэродинамического профиля и обеспечивается требуемая площадь поперечного сечения для размещения необходимого количества и/или скорости потока охлаждающей текучей среды. Например, как показано на фиг.6, иллюстративная конфигурация сечения указанного канала 162 имеет первую стенку, которая по существу параллельна одной наружной поверхности аэродинамического профиля, и вторую стенку, по существу параллельную другой наружной поверхности аэродинамического профиля. Соответственно, указанный канал 162 выполнен так, чтобы удовлетворять требованиям к минимальной толщине стенок с одновременным обеспечением улучшенного охлаждения задней кромки аэродинамического профиля.
[0025] В результате в соответствии с этим вариантом выполнения указанный канал 162 может быть расположен в непосредственной близости к задней кромке аэродинамического профиля (например, в пределах расстояния, составляющего менее приблизительно 25% хордовой длины от кромки аэродинамического профиля) со снижением тем самым рабочих температур материала и улучшенным соответствием техническим требованиям к пластической деформации. Путем создания давления в периферической полости 146, а не в центральной полости 144 указанное размещение охлаждающего канала 162 эффективно изолирует более горячую текучую среду канала 162 внутри периферической полости 146 от центральной полости 144, обеспечивая возможность последующей подачи более горячей текучей среды в область концевого бандажа, которая требует меньшего охлаждения и/или имеет более высокую несущую способность. Такое размещение также обеспечивает возможность большего охлаждения текучей среды, находящейся внутри центральной полости 144, и ее использования в областях концевого бандажа, требующих большего охлаждения и/или имеющих меньшую несущую способность. Получающееся в результате снижение рабочей температуры конструкции концевого бандажа обеспечивает увеличение фактического срока службы части конструкции и/или обеспечивает возможность работы той же части конструкции в окружающей среде с более высокой температурой без ухудшения фактического срока службы.
[0026] В соответствии с данным изобретением ударное охлаждение может быть создано в концевом бандаже путем направления охлаждающей текучей среды от заднего охлаждающего канала или от указанного одного или нескольких охлаждающих центральных каналов через одно или несколько ударных отверстий с образованием одного или нескольких потоков ударной охлаждающей текучей среды, направленных к заданной поверхности. Указанное одно или несколько ударных отверстий могут быть выполнены в виде неотъемлемой части лопатки, при этом это отверстие или отверстия могут быть выполнены литьем в указанной части лопатки или могут быть получены механической обработкой после создания отливки. Примеры ударного охлаждения, которое направлено на сопряжение между аэродинамическим профилем и бандажом, находящихся в единой ударной связке, показаны на фиг.3 и 4. Фиг.3 иллюстрирует ударное охлаждение, направленное в охлаждающую камеру 142, которая обычно открыта. Фиг.4 иллюстрирует ударное охлаждение в охлаждающей камере 142, которая имеет форму узкого канала. Более узкий канал, показанный на фиг.4, обеспечивает увеличенную скорость охлаждающей текучей среды и, соответственно, улучшенный перенос тепла ниже по потоку от ударной зоны. Однако следует понимать, что возможны другие конфигурации удара/потока.
[0027] Обратимся к показанному на фиг.3 схематическому виду в разрезе иллюстративного варианта выполнения. В этом варианте центральная полость 144 содержит герметизированную или в основном герметизированную камеру, расположенную в концевом бандаже 128 и ограниченную им. Центральная полость 144 принимает сжатую охлаждающую текучую среду из одного или нескольких центральный охлаждающих каналов 160 внутри аэродинамического профиля 112, обеспечивая поток сжатой ударной охлаждающей текучей среды. В иллюстративном варианте выполнения эта центральная полость 144 изолирована достаточно (т.е. выпуск достаточно ограничен) так, что в центральной полости 144 может поддерживаться повышенное давление посредством одного или нескольких центральных охлаждающих каналов 160. Таким образом, текучая среда обычным способом поступает в лопатку, например, в области элемента пазового соединения или хвостовой части, проходит через хвостовую часть в аэродинамическую часть 112 и затем вдоль нее к концевому бандажу 128.
[0028] В примере, показанном на фиг.3, текучая среда проходит из аэродинамической части в находящуюся под давлением центральную полость 144 внутри концевого бандажа 128. Затем указанная текучая среда проводится из находящейся под давлением камеры через по меньшей мере одно ударное отверстие 150 и направляется в требуемое место (т.е. в ударную зону 152, например, на заднюю заданную поверхность или стенку концевого бандажа) внутри концевого бандажа 128. На фиг.3 показан вариант выполнения ударного охлаждения концевого бандажа, в котором сопряжение между аэродинамическим профилем и бандажом является заданной ударной зоной. Однако ударные отверстия могут быть направлены к ударным зонам в других местах концевого бандажа. Следует понимать, что ударное охлаждение обеспечивает возможность теплопередачи для локализованного участка по сравнению с более распространенными потоками, проходящими в канале. В варианте выполнения, показанном на фиг.3, дополнительно предусматриваются турбулизаторы внутри охлаждающей камеры (камер) 142 (например, в области сопряжения) для дополнительного улучшения передачи тепла к охлаждающей текучей среде. В иллюстративном варианте выполнения суммарная площадь сечения ударных отверстий меньше, чем суммарная площадь сечения одного или более центральных охлаждающих каналов 160. В результате центральная полость 144 находится под повышенным давлением. Несмотря на то, что указанное обстоятельство обеспечивает лучшую ударную теплопередачу, тем не менее, это не является необходимым. Суммарная площадь ударных отверстий может превышать суммарную площадь сечения одного или нескольких центральных охлаждающих каналов, при этом ударное воздействие по-прежнему будет обеспечиваться, хотя и при сниженной интенсивности.
[0029] Текучая среда в послеударном состоянии проходит из ударной зоны 152 через охлаждающую камеру (камеры) 148 к одному или нескольким выпускным отверстиям 156, 158 периферической полости и поступает в основной газовый поток. Охлаждающая текучая среда также может выходить из выпускного отверстия 156 периферической полости непосредственно из охлаждающей камеры 142. Несмотря на то, что на фиг.3 показана по меньшей мере одна камера 142, тем не менее следует понимать, что проводящий теплоноситель канал (каналы) аэродинамического профиля может выполнять функцию этой полости. В этом случае ударные отверстия будут выходить из указанного проводящего теплоноситель канала аэродинамического профиля и направлять теплоноситель к наружной камере (камерам) турбинной лопатки.
[0030] На схематическом виде в разрезе, изображенном на фиг.4, показано, что в другом варианте выполнения центральная полость 144, которая герметизирована или в основном герметизирована и расположена внутри концевого бандажа 128, используется так, что ударное охлаждение, выполняемое через ударные отверстия 150, направлено через ударную зону 152, которая может превышать ударную зону варианта выполнения, показанного на фиг.3. Кроме того, послеударная охлаждающая текучая среда направляется через охлаждающие камеры 142, которые обеспечивают теплопередачу посредством потока в канале ниже по потоку от ударной зоны 152. Затем отработанная охлаждающая текучая среда проходит к одному или нескольким выпускным отверстиям 156 периферической полости и выпускается в основной газовый поток. Охлаждающая текучая среда также может выходить у выпускного отверстия 156 непосредственно из камеры 142. Более того, в любом из вышерассмотренных вариантов выполнения послеударная охлаждающая текучая среда также может выходить через поверхность, по которой она наносит ударное воздействие, через отверстия тонкого слоя. Соответственно, в этом случае не требуется, чтобы указанная текучая среда проходила через охлаждающие камеры поле ударного воздействия.
[0031] Два возможных вида сверху конструкции, показанной на фиг.3, схематически изображены на фиг.5 и 6. На фиг.5 ударные отверстия 150 выходят в соединенные охлаждающие камеры 142. На фиг.6 показан второй возможный вариант выполнения, в котором смежные охлаждающие камеры 142 не соединены. Следует понимать, что возможно использование любого количества камер 142 и отверстий 150, при этом указанные камеры могут быть изолированы или соединены в зависимости от необходимости или требования, например для обеспечения потока в канале ниже по потоку от ударной зоны (зон).
[0032] Несмотря на то, что данное изобретение подробно описано в отношении лишь ограниченного количества вариантов выполнения, следует хорошо понимать, что данное изобретение не ограничивается рассмотренными вариантами выполнения. Наоборот, данное изобретение может быть видоизменено с включением любого количества вариантов, изменений, замен или эквивалентных конструкций, не рассмотренных в данном документе, но которые подпадают под сущность и объем правовой охраны данного изобретения. Кроме того, несмотря на то, что были рассмотрены различные варианты выполнения данного изобретения, следует понимать, что аспекты данного изобретения могут включать только некоторые из приведенных вариантов выполнения. Соответственно, данное изобретение не должно рассматриваться как ограниченное вышеприведенным описанием, оно ограничено лишь объемом правовой охраны, изложенным в прилагаемой формуле изобретения.

Claims (34)

1. Охлаждаемая турбинная лопатка, содержащая
хвостовик, предназначенный для прикрепления охлаждаемой лопатки к турбинному ротору,
аэродинамический профиль, проходящий вдоль радиальной оси от хвостовика и ограничивающий один задний охлаждающий канал, который проходит радиально через аэродинамический профиль проксимально к задней кромочной части аэродинамического профиля, причем указанный задний канал расположен в пределах расстояния от задней кромочной части, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля,
концевой бандаж, расположенный на радиально внешнем конце аэродинамического профиля, проходящий в окружном направлении от аэродинамического профиля и ограничивающий внутри себя центральную полость повышенного давления и периферическую полость повышенного давления,
при этом аэродинамический профиль ограничивает одно заднее охлаждающее впускное отверстие, предназначенное для прохождения одного заднего потока охлаждающей текучей среды к указанному одному заднему охлаждающему каналу аэродинамического профиля, а также ограничивает одно заднее выпускное отверстие, предназначенное для выпуска указанного одного заднего потока охлаждающей текучей среды из указанного заднего охлаждающего канала к периферической полости повышенного давления, а концевой бандаж ограничивает по меньшей мере одно отверстие периферической полости, предназначенное для выпуска указанного одного заднего потока охлаждающей текучей среды из указанной периферической полости, и
один или несколько центральных охлаждающих каналов, ограниченных указанным аэродинамическим профилем, при этом каждый из указанного одного или несколько центральных охлаждающих каналов проходит радиально через центральную часть аэродинамического профиля, при этом указанный аэродинамический профиль ограничивает центральное охлаждающее впускное отверстие, предназначенное для подачи центрального потока охлаждающей текучей среды к указанным одному или нескольким центральным охлаждающим каналам, и по меньшей мере одно центральное охлаждающее выпускное отверстие, предназначенное для выпуска центрального потока охлаждающей текучей среды из указанного одного или нескольких центральных охлаждающих каналов к центральной полости, причем указанный задний охлаждающий канал и указанный один или несколько центральных охлаждающих каналов обеспечивают направление заднего потока и центрального потока охлаждающей текучей среды к разным полостям, при этом указанные один или несколько центральных охлаждающих каналов расположены в пределах расстояния от центра аэродинамического профиля, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля.
2. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 1, в которой концевой бандаж ограничивает по меньшей мере одно ударное отверстие центральной полости, предназначенное для образования потока ударной охлаждающей текучей среды и его направления из центральной полости к заданной поверхности.
3. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 1, в которой концевой бандаж ограничивает по меньшей мере одно ударное отверстие периферической полости, предназначенное для образования потока ударной охлаждающей текучей среды и его направления из периферической полости к заданной поверхности.
4. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 1, в которой задний охлаждающий канал аэродинамического профиля имеет круглое поперечное сечение.
5. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 1, в которой задний охлаждающий канал имеет поперечное сечение в форме, которая совпадает с наружной формой задней кромочной части аэродинамического профиля.
6. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 5, в которой первая стенка заднего охлаждающего канала по существу параллельна поверхности задней кромочной части аэродинамического профиля со стороны повышенного давления, а вторая стенка заднего охлаждающего канала по существу параллельна поверхности задней кромочной части аэродинамического профиля со стороны разрежения.
7. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 2, в которой суммарная площадь сечения указанного по меньшей мере одного центрального охлаждающего выпускного отверстия превышает суммарную площадь сечения указанного по меньшей мере одного ударного отверстия центральной полости.
8. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 3, в которой суммарная площадь сечения указанного по меньшей мере одного заднего охлаждающего выпускного отверстия превышает суммарную площадь сечения указанного по меньшей мере одного ударного отверстия периферической полости.
9. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 2, в которой указанная заданная поверхность представляет собой внутреннюю стенку сопряжения между аэродинамическим профилем и концевым бандажом.
10. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 3, в которой указанная заданная поверхность представляет собой внутреннюю стенку сопряжения между аэродинамическим профилем и концевым бандажом.
11. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 1, в которой указанный концевой бандаж имеет опорную поверхность, предназначенную для взаимодействия с другим концевым бандажом другой охлаждаемой турбинной лопатки.
12. Охлаждаемая турбинная лопатка по п. 11, в которой указанное по меньшей мере одно отверстие периферической полости расположено смежно с указанной опорной поверхностью.
13. Способ охлаждения турбинной лопатки, имеющей аэродинамический профиль и концевой бандаж, проходящий в окружном направлении от концевой части аэродинамического профиля, включающий
создание в концевом бандаже центральной полости повышенного давления и периферической полости повышенного давления,
разделение подачи охлаждающей текучей среды на центральный охлаждающий поток и один периферический охлаждающий поток,
направление указанного одного периферического охлаждающего потока через один задний охлаждающий канал аэродинамического профиля, проходящий радиально через аэродинамический профиль проксимально к задней кромочной части указанного профиля, с обеспечением переноса тепла от задней кромочной части аэродинамического профиля к указанному одному периферическому охлаждающему потоку, причем указанный один задний канал расположен в пределах расстояния от задней кромочной части, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля, направление центрального охлаждающего потока через один или несколько центральных охлаждающих каналов аэродинамического профиля, проходящих через центральную часть аэродинамического профиля, с обеспечением переноса тепла от центральной части к центральному охлаждающему потоку, при этом указанный один или несколько центральных охлаждающих каналов расположен в пределах расстояния от центра аэродинамического профиля, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля,
направление указанного одного периферического охлаждающего потока из указанного одного заднего охлаждающего канала к указанной периферической полости,
направление центрального охлаждающего потока из указанного одного или нескольких центральных охлаждающих каналов к центральной полости,
создание повышенного давления в периферической полости под действием указанного одного периферического охлаждающего потока для изолирования указанного потока от центральной камеры;
выпуск указанного одного периферического охлаждающего потока из периферической полости и
выпуск центрального охлаждающего потока из центральной полости.
14. Способ по п. 13, в котором дополнительно направляют по меньшей мере часть центрального охлаждающего потока через по меньшей мере одно ударное отверстие к заданной поверхности.
15. Способ по п. 13, в котором дополнительно направляют по меньшей мере часть периферического охлаждающего потока через по меньшей мере одно ударное отверстие к заданной поверхности.
16. Охлаждаемая турбинная лопатка, содержащая
хвостовик, предназначенный для прикрепления охлаждаемой лопатки к турбинному ротору,
аэродинамический профиль, проходящий вдоль радиальной оси от хвостовика и ограничивающий один задний охлаждающий канал аэродинамического профиля, который проходит радиально через аэродинамический профиль проксимально к задней кромочной части аэродинамического профиля, причем указанный один задний охлаждающий канал расположен в пределах расстояния от задней кромочной части, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля, и
концевой бандаж, расположенный на радиально внешнем конце аэродинамического профиля, проходящий в окружном направлении от аэродинамического профиля и ограничивающий внутри себя центральную полость повышенного давления и периферическую полость повышенного давления,
при этом аэродинамический профиль ограничивает одно заднее охлаждающее впускное отверстие, предназначенное для прохождения одного заднего потока охлаждающей текучей среды к заднему охлаждающему каналу, и одно заднее охлаждающее выпускное отверстие, предназначенное для выпуска указанного одного заднего потока охлаждающей текучей среды из указанного одного заднего охлаждающего канала к периферической полости повышенного давления, причем центральная полость проточно сообщается с периферической полостью, и
один или несколько центральных охлаждающих каналов, ограниченных указанным аэродинамическим профилем, при этом каждый из указанного одного или нескольких центральных охлаждающих каналов проходит радиально через центральную часть аэродинамического профиля, при этом указанный аэродинамический профиль ограничивает центральное охлаждающее впускное отверстие, предназначенное для подачи центрального потока охлаждающей текучей среды к указанным одному или нескольким центральным охлаждающим каналам, и по меньшей мере одно центральное охлаждающее выпускное отверстие, предназначенное для выпуска центрального потока охлаждающей текучей среды из указанного одного или нескольких центральных охлаждающих каналов к центральной полости, причем указанный задний охлаждающий канал и указанный один или несколько центральных охлаждающих каналов обеспечивают направление заднего потока и центрального потока охлаждающей текучей среды к разным полостям, при этом указанный один или несколько центральных охлаждающих каналов расположен в пределах расстояния от центра аэродинамического профиля, которое составляет менее 25% хордовой длины аэродинамического профиля.
RU2012151223A 2011-12-01 2012-11-30 Охлаждаемая турбинная лопатка (варианты) и способ охлаждения турбинной лопатки RU2623600C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/308,927 US9127560B2 (en) 2011-12-01 2011-12-01 Cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade
US13/308,927 2011-12-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012151223A RU2012151223A (ru) 2014-06-10
RU2623600C2 true RU2623600C2 (ru) 2017-06-28

Family

ID=47257589

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012151223A RU2623600C2 (ru) 2011-12-01 2012-11-30 Охлаждаемая турбинная лопатка (варианты) и способ охлаждения турбинной лопатки

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9127560B2 (ru)
EP (1) EP2599958B1 (ru)
JP (1) JP6110642B2 (ru)
CN (1) CN103133040B (ru)
RU (1) RU2623600C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU201312U1 (ru) * 2020-07-21 2020-12-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Охлаждаемая сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя
RU2787678C2 (ru) * 2018-08-10 2023-01-11 Нинбо Инститьют Оф Мэтириэлз Текнолоджи Энд Энжиниэринг Чайниз Экэдэми Оф Сайэнсэз Турбинная лопатка с конструкцией для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы и способ ее изготовления

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9249667B2 (en) 2012-03-15 2016-02-02 General Electric Company Turbomachine blade with improved stiffness to weight ratio
US9435212B2 (en) * 2013-11-08 2016-09-06 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with laterally extending snubber having internal cooling system
JP6066948B2 (ja) * 2014-03-13 2017-01-25 三菱重工業株式会社 シュラウド、動翼体、及び回転機械
US9708916B2 (en) * 2014-07-18 2017-07-18 General Electric Company Turbine bucket plenum for cooling flows
EP3085890B1 (en) * 2015-04-22 2017-12-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Blade with tip shroud
US10526900B2 (en) 2015-06-29 2020-01-07 Siemens Aktiengesellschaft Shrouded turbine blade
EP3329099B1 (en) * 2015-07-31 2021-07-14 General Electric Company Cooling arrangements in turbine blades
US10156145B2 (en) * 2015-10-27 2018-12-18 General Electric Company Turbine bucket having cooling passageway
US10508554B2 (en) 2015-10-27 2019-12-17 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US9885243B2 (en) 2015-10-27 2018-02-06 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US10202852B2 (en) 2015-11-16 2019-02-12 General Electric Company Rotor blade with tip shroud cooling passages and method of making same
US10227876B2 (en) * 2015-12-07 2019-03-12 General Electric Company Fillet optimization for turbine airfoil
US10253637B2 (en) * 2015-12-11 2019-04-09 General Electric Company Method and system for improving turbine blade performance
US10184342B2 (en) * 2016-04-14 2019-01-22 General Electric Company System for cooling seal rails of tip shroud of turbine blade
US10344599B2 (en) * 2016-05-24 2019-07-09 General Electric Company Cooling passage for gas turbine rotor blade
US10494932B2 (en) * 2017-02-07 2019-12-03 General Electric Company Turbomachine rotor blade cooling passage
US10472974B2 (en) * 2017-02-14 2019-11-12 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10502069B2 (en) * 2017-06-07 2019-12-10 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10704406B2 (en) * 2017-06-13 2020-07-07 General Electric Company Turbomachine blade cooling structure and related methods
US11060407B2 (en) 2017-06-22 2021-07-13 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10590777B2 (en) * 2017-06-30 2020-03-17 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10301943B2 (en) * 2017-06-30 2019-05-28 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US10577945B2 (en) 2017-06-30 2020-03-03 General Electric Company Turbomachine rotor blade
US20190003320A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 General Electric Company Turbomachine rotor blade
EP3492702A1 (en) * 2017-11-29 2019-06-05 Siemens Aktiengesellschaft Internally-cooled turbomachine component
US11156102B2 (en) * 2018-03-19 2021-10-26 General Electric Company Blade having a tip cooling cavity and method of making same
US10989068B2 (en) 2018-07-19 2021-04-27 General Electric Company Turbine shroud including plurality of cooling passages
US10837315B2 (en) * 2018-10-25 2020-11-17 General Electric Company Turbine shroud including cooling passages in communication with collection plenums
EP3873695A4 (en) * 2018-10-29 2022-06-15 Chromalloy Gas Turbine LLC METHOD AND APPARATUS FOR IMPROVING THE COOLING OF A TURBINE CASING
US11339668B2 (en) * 2018-10-29 2022-05-24 Chromalloy Gas Turbine Llc Method and apparatus for improving cooling of a turbine shroud
US11352889B2 (en) * 2018-12-18 2022-06-07 General Electric Company Airfoil tip rail and method of cooling
AR118364A1 (es) * 2019-03-14 2021-09-29 Telesysteme Energie Ltee Una cubierta multietapa para una turbina hidrocinética
US11225872B2 (en) 2019-11-05 2022-01-18 General Electric Company Turbine blade with tip shroud cooling passage

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2063518C1 (ru) * 1992-12-30 1996-07-10 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Бандажная полка рабочей лопатки
US20010048878A1 (en) * 1999-04-01 2001-12-06 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
US20060056969A1 (en) * 2004-09-15 2006-03-16 General Electric Company Cooling system for the trailing edges of turbine bucket airfoils
RU2351769C1 (ru) * 2006-08-03 2009-04-10 Дженерал Электрик Компани Бандажный элемент конца лопатки турбины
US7568882B2 (en) * 2007-01-12 2009-08-04 General Electric Company Impingement cooled bucket shroud, turbine rotor incorporating the same, and cooling method

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3606574A (en) 1969-10-23 1971-09-20 Gen Electric Cooled shrouded turbine blade
DE3147647C2 (de) * 1981-12-02 1986-09-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren zum Herstellen eines Matrixhohlprofils eines Wärmetauschers
JPS603403A (ja) * 1983-06-22 1985-01-09 Toshiba Corp タ−ビン翼
JPH03194101A (ja) * 1989-12-21 1991-08-23 Toshiba Corp ガスタービン冷却動翼
US5482435A (en) * 1994-10-26 1996-01-09 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine blade having a cooled shroud
US5813827A (en) * 1997-04-15 1998-09-29 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for cooling a gas turbine airfoil
JPH10317905A (ja) 1997-05-21 1998-12-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンチップシュラウド翼
JP3426948B2 (ja) * 1998-02-04 2003-07-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
US6761534B1 (en) * 1999-04-05 2004-07-13 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
GB2350867B (en) 1999-06-09 2003-03-19 Rolls Royce Plc Gas turbine airfoil internal air system
US6254345B1 (en) * 1999-09-07 2001-07-03 General Electric Company Internally cooled blade tip shroud
ATE483098T1 (de) 1999-09-24 2010-10-15 Gen Electric Gasturbinenschaufel mit prallgekühlter plattform
US6325593B1 (en) 2000-02-18 2001-12-04 General Electric Company Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks
US6471480B1 (en) * 2001-04-16 2002-10-29 United Technologies Corporation Thin walled cooled hollow tip shroud
US7632071B2 (en) 2005-12-15 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
US7686581B2 (en) * 2006-06-07 2010-03-30 General Electric Company Serpentine cooling circuit and method for cooling tip shroud
EP1898051B8 (en) 2006-08-25 2017-08-02 Ansaldo Energia IP UK Limited Gas turbine airfoil with leading edge cooling
US7819629B2 (en) * 2007-02-15 2010-10-26 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine
US7722326B2 (en) 2007-03-13 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Intensively cooled trailing edge of thin airfoils for turbine engines
US8052390B1 (en) 2007-10-19 2011-11-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling
US7976278B1 (en) 2007-12-21 2011-07-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple impingement leading edge cooling
US7946817B2 (en) * 2008-01-10 2011-05-24 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US8322986B2 (en) * 2008-07-29 2012-12-04 General Electric Company Rotor blade and method of fabricating the same

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2063518C1 (ru) * 1992-12-30 1996-07-10 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Бандажная полка рабочей лопатки
US20010048878A1 (en) * 1999-04-01 2001-12-06 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
US20060056969A1 (en) * 2004-09-15 2006-03-16 General Electric Company Cooling system for the trailing edges of turbine bucket airfoils
RU2351769C1 (ru) * 2006-08-03 2009-04-10 Дженерал Электрик Компани Бандажный элемент конца лопатки турбины
US7568882B2 (en) * 2007-01-12 2009-08-04 General Electric Company Impingement cooled bucket shroud, turbine rotor incorporating the same, and cooling method

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
US 7568882 B2, 04.08.2009, . *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2787678C2 (ru) * 2018-08-10 2023-01-11 Нинбо Инститьют Оф Мэтириэлз Текнолоджи Энд Энжиниэринг Чайниз Экэдэми Оф Сайэнсэз Турбинная лопатка с конструкцией для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы и способ ее изготовления
RU201312U1 (ru) * 2020-07-21 2020-12-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Охлаждаемая сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
CN103133040B (zh) 2016-12-07
EP2599958B1 (en) 2018-07-18
JP6110642B2 (ja) 2017-04-05
US20130142649A1 (en) 2013-06-06
EP2599958A2 (en) 2013-06-05
EP2599958A3 (en) 2015-09-16
US9127560B2 (en) 2015-09-08
CN103133040A (zh) 2013-06-05
RU2012151223A (ru) 2014-06-10
JP2013117227A (ja) 2013-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2623600C2 (ru) Охлаждаемая турбинная лопатка (варианты) и способ охлаждения турбинной лопатки
US8858175B2 (en) Film hole trench
EP3068975B1 (en) Gas turbine engine component and corresponding methods of manufacturing
JP5546732B2 (ja) インピンジメント冷却式バケットシュラウド、該シュラウドが組み込まれたタービンロータ並びに冷却方法
JP4688758B2 (ja) パターン冷却式タービン翼形部
CA2870740C (en) Turbine airfoil with local wall thickness control
EP3088675B1 (en) Rotor blade and corresponding gas turbine
CN105464714B (zh) 用于燃气涡轮的涡轮叶片的冷却方案
EP3088674B1 (en) Rotor blade and corresponding gas turbine
US9388699B2 (en) Crossover cooled airfoil trailing edge
US8585365B1 (en) Turbine blade with triple pass serpentine cooling
JP2007002843A (ja) ターボ機械の可動な翼のための冷却回路
JP2010112374A (ja) シュラウド冷却に関連する方法及び装置
JP2011208639A (ja) 蛇行冷却されるプラットフォームを伴うガス・タービン動翼および関連する方法
JP2015092076A (ja) タービンアセンブリに冷却を提供するための方法およびシステム
EP2775101B1 (en) Gas turbine blade
EP2947280B1 (en) Turbine nozzles and cooling systems for cooling slip joints therein
JP6873670B2 (ja) タービンシュラウドを冷却するためのシステム及びガスタービンエンジン
EP2551468B1 (en) Blade outer air seal assembly with passage joined cavities and corresponding operating method
EP3669054B1 (en) Turbine blade and corresponding method of servicing
EP4028643B1 (en) Turbine blade, method of manufacturing a turbine blade and method of refurbishing a turbine blade
EP3184736B1 (en) Angled heat transfer pedestal
EP3011140B1 (en) Gas turbine engine component with rib support
US20160186577A1 (en) Cooling configurations for turbine blades
US20240133298A1 (en) Turbine blade, method of manufacturing a turbine blade and method of refurbishing a turbine blade