RU2638425C2 - Система (варианты) и способ охлаждения турбинных лопаток - Google Patents

Система (варианты) и способ охлаждения турбинных лопаток Download PDF

Info

Publication number
RU2638425C2
RU2638425C2 RU2012158309A RU2012158309A RU2638425C2 RU 2638425 C2 RU2638425 C2 RU 2638425C2 RU 2012158309 A RU2012158309 A RU 2012158309A RU 2012158309 A RU2012158309 A RU 2012158309A RU 2638425 C2 RU2638425 C2 RU 2638425C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
trailing edge
flow
wall
pressure side
Prior art date
Application number
RU2012158309A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012158309A (ru
Inventor
Аарон Изекиль СМИТ
Кристофер Майкл ПЕННИ
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 RU2012158309A publication Critical patent/RU2012158309A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2638425C2 publication Critical patent/RU2638425C2/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
    • F01D5/14—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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/13—Two-dimensional trapezoidal
    • F05D2250/131—Two-dimensional trapezoidal polygonal
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/323—Arrangement of components according to their shape convergent
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Система содержит турбинную лопатку, имеющую по меньшей мере один охлаждающий паз, предназначенный для транспортировки хладагента в направлении потока от внутренней части турбинной лопатки наружу. Охлаждающий паз имеет входное отверстие, соединенное с внутренней поверхностью, и сходящуюся секцию, расположенную ниже по потоку от входного отверстия. Сходящаяся секция имеет первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается в направлении потока. Охлаждающий паз также имеет выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки турбинной лопатки. Также представлены вращающаяся лопатка турбины и способ изготовления лопатки. Изобретение позволяет обеспечить лучшую передачу тепла к задней кромке лопатки. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0001] Объект изобретения, раскрытый в настоящем документе, относится к турбомашинам, в частности к охлаждению турбинных лопаток.
[0002] В целом, в газотурбинных двигателях для получения горячих газообразных продуктов сгорания обычно сжигают смесь сжатого воздуха и топлива. Газообразные продукты сгорания могут проходить через одну или несколько ступеней турбины для генерации энергии для нагрузки и/или компрессора. Каждая ступень турбины содержит некоторое количество лопаток, которые приводятся в движение посредством газообразных продуктов сгорания. Для охлаждения турбинных лопаток могут использоваться различные способы охлаждения. К сожалению, существующие способы охлаждения не могут в достаточной степени охлаждать передние или задние кромки лопаток. Кроме того, существующие способы охлаждения могут привести к проблемам при отливке турбинных лопаток.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0003] Ниже приведены известные варианты выполнения, объем которых соответствует первоначально заявленному изобретению. Эти варианты выполнения не ограничивают объем заявленного изобретения; напротив, упомянутые варианты выполнения предназначены лишь для краткого описания возможных вариантов изобретения. Более того, изобретение может включать в себя различные варианты, аналогичные изложенным ниже вариантам выполнения или отличающиеся от них.
[0004] В первом варианте выполнения система содержит турбинную лопатку, содержащую по меньшей мере охлаждающий паз, выполненный с возможностью транспортировки хладагента в направлении потока из внутренней секции в наружную часть турбинной лопатки. Охлаждающий паз имеет входное отверстие, соединенное с внутренней частью, и сходящуюся часть, расположенную ниже по потоку от входного отверстия. Сходящаяся часть имеет первую площадь поперечного сечения, уменьшающуюся в направлении потока. Охлаждающий паз также имеет выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки турбинной лопатки.
[0005] Во втором варианте выполнения система содержит вращающуюся лопатку, которая имеет переднюю кромку, заднюю кромку, стенку стороны повышенного давления и стенку стороны пониженного давления, охлаждающую полость, расположенную между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны пониженного давления, а также охлаждающие пазы, соединенные с охлаждающей полостью. Охлаждающие пазы обеспечивают возможность прохождения хладагента в направлении потока через заднюю кромку. Каждый из охлаждающих пазов содержит сходящуюся секцию, дозирующую секцию, соединенную со сходящейся секцией, и выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки. Сходящаяся секция имеет первую площадь поперечного сечения, уменьшающуюся в направлении потока. Дозирующая секция имеет вторую площадь поперечного сечения, которая по существу постоянна в направлении потока.
[0006] В третьем варианте выполнения способ включает формирование керамической центральной части турбинной лопатки, вставление центральной части в пресс-форму и отливку турбинной лопатки между центральной частью и пресс-формой, при которой стенка стороны повышенного давления и стенка стороны пониженного давления соединены друг с другом на передней кромке и на задней кромке. Турбинная лопатка содержит несколько охлаждающих пазов, выполненных с возможностью пропускания хладагента в направлении потока через заднюю кромку. В каждом из охлаждающих пазов имеется сходящаяся секция, дозирующая секция, соединенная со сходящейся секцией, и выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки. Сходящаяся секция имеет первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается в направлении потока. Дозирующая секция имеет вторую площадь поперечного сечения, которая по существу постоянна в направлении потока.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0007] Эти и другие признаки, аспекты и преимущества настоящего изобретения будут более понятны при ознакомлении с приведенным ниже подробным описанием со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых одинаковые номера позиций обозначают одинаковые элементы на всех чертежах, на которых:
[0008] Фиг.1 представляет собой схему варианта выполнения газотурбинной установки, содержащей турбину, имеющую турбинные лопатки с охлаждающими пазами;
[0009] Фиг.2 представляет собой вид в аксонометрии варианта выполнения турбинной лопатки, имеющей охлаждающие пазы;
[0010] Фиг.3 представляет собой разрез варианта выполнения турбинной лопатки, имеющей охлаждающие пазы, по линии 3-3, показанной на Фиг.2;
[0011] Фиг.4 представляет собой радиальный вид в разрезе варианта выполнения турбинной лопатки, имеющей охлаждающие пазы, по линии 4-4, показанной на Фиг.2;
[0012] Фиг.5 представляет собой вид в аксонометрии варианта выполнения охлаждающего паза, вдоль линии 5-5, показанной на Фиг.3;
[0013] Фиг.6 представляет собой радиальный вид в разрезе варианта выполнения центральной части, используемой для изготовления турбинной лопатки с охлаждающими пазами.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0014] Ниже описаны один или несколько отдельно взятых вариантов выполнения настоящего изобретения. Для краткости описания упомянутых вариантов выполнения в описании изобретения могут не приводиться все признаки практического осуществления. Следует иметь в виду, что в ходе такого практического осуществления, например, при техническом расчете или при проектировании, для достижения конкретных целей конструкторов, таких как соответствие системным и промышленным требованиям, требуется принятие различных решений, зависящих от конкретной модели реализации проекта, которые могут отличаться друг от друга. Кроме того, следует учитывать, что такая проектно-конструкторская работа может быть сложной и длительной, однако для обычных специалистов, использующих преимущество данного раскрытого изобретения, она является стандартной процедурой при конструировании, отладке и изготовлении.
[0015] При введении элементов в различных вариантах выполнения настоящего изобретения формы единственного числа и слово «указанный» означают, что предусмотрен один или несколько таких элементов. Термины «содержащий», «включающий» и «имеющий» имеют охватывающий характер и означают, что помимо перечисленных элементов могут иметься дополнительные элементы.
[0016] Как описано далее, в некоторых вариантах выполнения настоящего изобретения предлагается турбомашина, которая содержит лопатки (например, вращающиеся лопатки или аэродинамические секции лопаток) с улучшенными аэродинамическими характеристиками, повышенной износоустойчивостью и/или большей долговечностью. В частности, турбомашиной может быть турбина, например, газовая турбина или паровая турбина, имеющая турбинные лопатки. В других вариантах выполнения турбомашиной может быть компрессор или другая турбомашина. В одном варианте выполнения турбинная лопатка может иметь охлаждающий паз, выполненный с возможностью переноса хладагента. Например, хладагент может протекать через турбинную лопатку для обеспечения конвективного охлаждения и/или пленочного охлаждения поверхностей турбинной лопатки. Охлаждающий паз может иметь входное отверстие, расположенное в турбинной лопатке, сходящуюся секцию, соединенную с входным отверстием, дозирующую секцию, соединенную со сходящейся секцией, и выходное отверстие, расположенное в задней кромке турбинной лопатки. В некоторых вариантах выполнения сходящаяся секция может иметь первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается от расположенной выше по потоку стороны охлаждающего паза к расположенной ниже по потоку стороне. Другими словами, сходящаяся секция сужается от расположенной выше по потоку стороны охлаждающего паза к расположенной ниже по потоку стороне. Дозирующая секция может иметь вторую площадь поперечного сечения, которая по существу постоянна от расположенной выше по потоку стороны охлаждающего паза к расположенной ниже по потоку стороне.
[0017] Сужение сходящейся секции может привести к увеличению скорости хладагента, протекающего через охлаждающий паз. Это увеличение скорости хладагента может привести к повышению теплопередачи вблизи расположенной ниже по потоку стороны охлаждающего паза, снижая, тем самым, температуру вблизи расположенной ниже по потоку стороны задней кромки турбинной лопатки и повышая ее долговечность. В других вариантах выполнения способ может включать формирование по существу сплошной керамической центральной части аэродинамической секции лопатки, вставление центральной части в пресс-форму и отливку аэродинамической секции лопатки соединенных друг с другом на передней кромке и задней кромке стенки стороны повышенного давления и стенки стороны пониженного давления. Лопатка может иметь пазы, проходящие от задней кромки аэродинамической секции лопатки. Кроме того, каждый из указанных охлаждающих пазов может иметь сходящуюся секцию, дозирующую секцию, соединенную со сходящейся секцией, и выходное отверстие, расположенное в задней кромке. Первая площадь поперечного сечения сходящейся секции может уменьшаться от расположенной выше по потоку стороны охлаждающего паза, к расположенной ниже по потоку стороне, а вторая площадь поперечного сечения дозирующей секции может оставаться по существу постоянной от расположенной выше по потоку стороны охлаждающего паза до распложенной ниже по потоку стороны. Сходящаяся форма охлаждающего паза отливки увеличивает прочность отливки, снижая, тем самым, количество трещин в отливке. Таким образом, может быть повышена износоустойчивость и/или долговечность турбинных лопаток.
[0018] Со ссылкой теперь на чертежи, Фиг.1 иллюстрирует блок-схему варианта выполнения газотурбинной установки 10, имеющей турбинные лопатки 22 с охлаждающими пазами. Установка 10 содержит компрессор 12, камеры 14 сгорания с топливными форсунками 16 и турбину 18. Топливные форсунки 16 направляют жидкое топливо и/или газообразное топливо, например, природный газ или синтез-газ, в камеры 14 сгорания. В камерах 14 сгорания происходит воспламенение и сжигание топливно-воздушной смеси, а затем горячие сжатые газообразные продукты 20 сгорания (например, отработанные газы) поступают в турбину 18. Турбинные лопатки 22 соединены с рабочим колесом 24, которое соединено также с несколькими другими элементами всей газотурбинной установки 10, как показано на чертеже. Когда газообразные продукты 20 сгорания проходят через лопатки 22 в турбине 18, турбина 18 приводится во вращение, заставляя рабочее колесо 24 вращаться вокруг оси 25 вращения. В результате газообразные продукты 20 сгорания выходят из турбины 18 через выходное отверстие 26.
[0019] В проиллюстрированном варианте выполнения компрессор 12 содержит лопатки 28. Расположенные в компрессоре 12 лопатки 28 соединены с рабочим колесом 24 и вращаются в силу того, что рабочее колесо 24 приводится во вращение турбиной 18, как описано выше. Вращающиеся в компрессоре 12 лопатки 28 превращают воздух, поступающий из воздухозаборника, в сжатый воздух 30, который направляется в камеры 14 сгорания, топливные форсунки 16 и другие узлы газотурбинной установки 10. При этом в форсунках 16 сжатый воздух и топливо могут быть смешаны для получения соответствующей топливно-воздушной смеси, которая сжигается в камерах 14 сгорания для получения газообразных продуктов сгорания 20, предназначенных для приведения в действие турбины 18. Кроме того, рабочее колесо 24 может быть соединено с нагрузкой 31, которая может приводиться в действие путем вращения рабочего колеса 24. В качестве нагрузки 31 может использоваться любое соответствующее устройство, способное вырабатывать электроэнергию в результате вращения вала газотурбинной установки 10, например, энергоустановка или внешняя механическая нагрузка. Нагрузка 31 может включать электрогенератор, пропеллер самолета и так далее. При дальнейшем обсуждении дается ссылка на различные направления, например, на осевое направление или ось 32, радиальное направление или ось 34 и окружное направление или ось 36 турбины 18.
[0020] Фиг.2 представляет собой вид в аксонометрии варианта выполнения турбинной лопатки 22. В проиллюстрированном варианте выполнения лопатка 22 содержит концевую часть 50 и хвостовик 52. Хвостовик 52 лопатки 22 может быть соединен с рабочим колесом 24 турбины 18. Кроме того, лопатка 22 может иметь поверхность 54 концевой части лопатки. Кроме того, лопатка 22 имеет переднюю кромку 58 и заднюю кромку 60. Как показано на Фиг.2, передняя кромка 58 и задняя кромка 60 проходят в основном в радиальном направлении 34 от поверхности 54 концевой части лопатки в направлении хвостовика 52. Кроме того, газы 62 могут проходить в осевом направлении 32 к передней кромке 58 лопатки 22. Лопатка 22 также имеет выпуклую стенку 64 стороны повышенного давления и вогнутую стенку 66 стороны пониженного давления, которые соединены вместе на передней кромке 58 и задней кромке 60. Хорда 67, показанная на Фиг.2, представляет собой базовую линию, проходящую от передней кромки 58 до задней кромки 60 и соединяющую приблизительные средние точки между стенкой 64 стороны повышенного давления и стенкой 66 стороны пониженного давления. Лопатка 22 имеет отверстия 68 охлаждающих пазов, расположенные вдоль задней кромки 60. Отверстия 68 могут находиться в проточном сообщении с внутренней охлаждающей полостью 70, расположенной внутри лопатки 22. Например, полость 70 может находиться во внутренней секции турбинной лопатки 22. Охлаждающая полость 70 направляет хладагент через отверстия 68 охлаждающих пазов на наружную часть лопатки 22 для охлаждения турбинной лопатки. В качестве хладагента может использоваться воздух или любой другой хладагент, обеспечивающий охлаждение внутри газотурбинной установки 10. Как показано на Фиг.2, отверстия 68 расположены полностью в пределах (или непосредственно вдоль) задней кромки 60. То есть отверстия 68 не расположены ни на стенке 64 стороны повышенного давления, ни на стенке 66 стороны пониженного давления. Задняя кромка 60 может получать незначительное конвективное охлаждение от охлаждающей полости 70 благодаря расстоянию между задней кромкой 60 и охлаждающей полостью 70. Таким образом, отверстия 68 обеспечивают непосредственное охлаждение задней кромки 60, благодаря расположению отверстий 68 непосредственно на задней кромке 60.
[0021] Фиг.3 представляет собой осевой разрез варианта выполнения турбинной лопатки 22, по линии 3-3 на Фиг.2. В приведенном далее обсуждении ссылка может быть дана на различные направления, например, продольное направление, или ось 76, и поперечное направление, или ось 78, задней кромки 60 лопатки 22. В проиллюстрированном варианте выполнения охлаждающий паз 80 может быть размещен внутри лопатки 22. Хладагент может протекать к задней кромке 60 в направлении, показанном стрелкой 82. Кроме того, охлаждающий паз 80 может быть расположен симметрично относительно средней линии 84 задней кромки 60. Средняя линия 84 может быть в целом соосна с продольной осью 76 и/или хордой 67. Как показано на Фиг.3, охлаждающий паз 80 может быть соединен с охлаждающей полостью 70, расположенной внутри лопатки 22. Как отмечалось выше, охлаждающая полость 70 или входное отверстие может переносить хладагент в каждый из указанных нескольких пазов 80, расположенных внутри лопатки 22. Конкретно, полость 70 может быть соединена с внутренней секцией турбинной лопатки 22. Каждый паз 80 может содержать несколько секций. Например, сходящаяся секция 88 (или сужающаяся секция) может быть расположена ниже по потоку от охлаждающей полости 70 и быть соединена с ней. Иначе говоря, когда хладагент течет в направлении, указанном стрелкой 82 (т.е. в направлении потока) через сходящуюся секцию 88, паз 80 сходится или сужается. Кроме того, ниже по потоку от сходящейся секции 88 и соединенной с ней может быть расположена дозирующая секция 90. И, наконец, расширяющаяся секция 92 (или расходящаяся секция) может быть соединена с дозирующей секцией 90 и охлаждающим отверстием 68 охлаждающего паза 80. Когда хладагент протекает в направлении стрелки 82 через расширяющуюся секцию 92, охлаждающий паз 80 расширяется или расходится. В некоторых вариантах выполнения расширяющаяся секция 92 может отсутствовать.
[0022] В проиллюстрированном варианте выполнения сходящаяся секция 88 имеет первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается от стороны 93 охлаждающего паза 80, расположенной выше по потоку, к стороне 95 паза 80, расположенной ниже по потоку. Другими словами, первая площадь поперечного сечения уменьшается в направлении 82 потока. Например, ширина 94 сходящейся секции 88, расположенной выше по потоку, может быть больше, чем ширина 96, расположенная ниже по потоку 88. То есть сходящаяся секция 88 сужается от стороны 93, расположенной выше по потоку, к стороне 95, расположенной ниже по потоку. Таким образом, скорость хладагента, протекающего в направлении 82, может возрастать на протяжении всей сходящейся секции 88. В проиллюстрированном варианте выполнения ширина 98 дозирующей секции 90 может быть примерно равна или меньше ширины 96 сходящейся секции 88, расположенной выше по потоку. Как показано на Фиг.3, ширина 98 дозирующей секции и, соответственно, вторая площадь поперечного сечения дозирующей секции 98 могут быть неизменными. Другими словами, дозирующая секция 98 и, соответственно, вторая площадь поперечного сечения практически неизменны в направлении 82 потока. Дозирующая секция 90 может быть использована для регулирования скорости потока хладагента, протекающего через охлаждающий паз 80. Например, при меньшей ширине 98 дозирующей секции 90 скорость потока хладагента может уменьшаться. Аналогичным образом, при большей ширине 98 дозирующей секции скорость потока хладагента при прохождении через охлаждающий паз 80 может увеличиваться. Расширяющаяся секция 92 может быть охарактеризована шириной 100, которая может быть больше ширины 98 дозирующей секции. Расширяющаяся секция 92 имеет третью площадь поперечного сечения, увеличивающуюся в направлении 82 потока. Кроме того, расширяющаяся секция 92 может обеспечивать более широкий или более распределенный поток хладагента вдоль задней кромки 60. Охлаждающее отверстие 68 паза может быть ограничено шириной 102, которая может быть больше ширины 100 расширяющейся секции.
[0023] Как показано на Фиг.3, сходящаяся секция 88 может быть ограничена длиной 104, дозирующая секция 90 может быть ограничена длиной 106, а расширяющаяся секция 92 может быть ограничена длиной 108. В проиллюстрированном варианте выполнения длина 104 расширяющейся секции больше длины 106 дозирующей секции. В некоторых вариантах выполнения соотношение длины 104 сходящейся секции к длине 106 дозирующей секции может составлять приблизительно от 1,1:1 до 10:1, от 2:1 до 8:1 или от 4:1 до 6:1. Большая длина 104 сходящейся секции позволяет постепенно увеличивать скорость протекания хладагента через сходящуюся секцию 88 для обеспечения лучшей передачи тепла к задней кромке 60. Длина 106 дозирующей секции и ширина 98 дозирующей секции могут быть использованы для регулирования скорости потока хладагента, выходящего из охлаждающего паза 80. Длина 108 расширяющейся секции может быть выбрана для равномерного распределения хладагента по задней кромке 60. При этом, несмотря на то, что охлаждающий паз 80 показан симметричным относительно средней линии 84, в других вариантах выполнения охлаждающий паз 80 может быть расположен не симметрично относительно средней линии 84. Например, охлаждающий паз 80 может быть ориентирован так, чтобы направлять хладагент к стенке 64 стороны повышенного давления или к стенке 66 стороны пониженного давления. Другими словами, в некоторых вариантах выполнения пазы 80 могут быть не полностью сосны продольной оси 76.
[0024] Фиг.4 представляет собой вид в радиальном разрезе варианта выполнения лопатки 22, выполненном по линии, обозначенной 4-4 на Фиг.2. В проиллюстрированном варианте выполнения охлаждающая полость 70 соединяет несколько охлаждающих пазов 80, обеспечивая возможность протекания хладагента через каждый охлаждающий паз 80 в направлении 82. Как показано на Фиг.4, площадь поперечного сечения сходящейся секции 88 уменьшается от стороны 93, расположенной выше по потоку, к стороне 95, расположенной ниже по потоку. Таким образом, сходящаяся секция 88 сужается в двух измерениях, то есть в поперечном направлении 78 и в радиальном направлении 34. При этом сходящаяся секция 88 может иметь высоту 120 выше по потоку и высоту 122 ниже по потоку. Как показано на Фиг.4, высота 120 выше по потоку больше высоты 122 ниже по потоку. То есть сходящаяся секция 88 сужается в радиальном направлении 34 от стороны 93, расположенной выше по потоку, к стороне 95, расположенной ниже по потоку. В некоторых вариантах выполнения высота 120 выше по потоку может быть приблизительно равной ширине 94 выше по потоку, а высота 122 ниже по потоку может быть приблизительно равной ширине 96 ниже по потоку. Другими словами, сходящаяся секция 88 сужается на одинаковую величину в поперечном направлении 78 и радиальном направлении 34. Таким образом, сходящаяся секция 88 может иметь конический канал. В других вариантах выполнения значение высоты 120 выше по потоку может отличаться от значения ширины 94 выше по потоку и/или значение высоты 122 ниже по потоку может отличаться от значения ширины 96 ниже по потоку. Другими словами, в окружном направлении 36 сходящаяся секция 88 может сужаться на величину, отличную от величины сужения в радиальном направлении 34.
[0025] Как показано на Фиг.4, высота 124 дозирующей секции 90 может быть равна или отличаться от ширины 98 дозирующей секции. Кроме того, высота 126 расширяющейся секции 92 может быть равна или отличаться от ширины 100 расширяющейся секции. Наконец, высота 128 устья отверстия 68 может быть равна или отличаться от ширины 102 устья отверстия. В некоторых вариантах выполнения сходящаяся секция 88 может сужаться лишь в одном направлении. Другими словами, сходящаяся секция 88 может сужаться только в поперечном направлении 78 или только в радиальном направлении 34. При этом, как подробно описано ниже, прочность отливки может возрастать, если сходящаяся секция 88 сходится в поперечном направлении 78 и в радиальном направлении 34 или в целом в двух измерениях. Кроме того, хотя паз 80 расположен симметрично относительно средней линии 84 (например, конический паз 80), в других вариантах выполнения паз 80 может быть расположен не симметрично относительно средней линии 84. Например, паз 80 может быть ориентирован для направления хладагента ближе к поверхности 54 концевой части лопатки (например, под углом вверх) или ближе к хвостовику 52 (например, под углом вниз). Другими словами, в некоторых вариантах выполнения пазы 80 могут быть не полностью сосны продольной оси 76.
[0026] Фиг.5 представляет собой вид в аксонометрии варианта выполнения лопатки 22, на котором показано охлаждающее отверстие 68 охлаждающего паза 80. Как показано на Фиг.5, отверстие 68 расположено вдоль средней линии 84 задней кромки 60, которая в целом соосна радиальной оси 34. Кроме того, на виде в аксонометрии лопатки 22, изображенном на Фиг.5, могут быть видны очертания дозирующей секции 90 и отверстия 68. Примеры различных форм отверстия 68 включают круги, овалы, квадраты, прямоугольники, многоугольники и так далее, но не ограничены только ими. В проиллюстрированном варианте выполнения высота 124 дозирующей секции больше ширины 98 дозирующей секции. Точно так же, высота 128 отверстия больше ширины 102 отверстия. В других вариантах выполнения значения высоты 124 и 128 могут быть примерно равными значениям ширины 98 и 102. В других вариантах выполнения значения высоты 124 и 128 могут быть меньше значений ширины 98 и 102. Кроме того, отверстие 68 расположено между стенкой 64 стороны повышенного давления и стенкой 66 стороны пониженного давления. Таким образом, отверстие 68 не доходит до стенки 64 стороны повышенного давления и стенки 66 стороны пониженного давления. Такая конфигурация отверстия 68 может увеличивать количество охладителя, подаваемого на заднюю кромку 60.
[0027] Фиг.6 представляет собой вид в радиальном разрезе варианта выполнения центральной части 150, используемой для изготовления лопатки 22. В одном варианте выполнения лопатки 22, или аэродинамические части, могут быть изготовлены путем отливки центральной части 150. Например, центральная часть 150 может быть изготовлена путем введения жидкого вещества, такого как керамическая суспензия и графитовая суспензия, в пресс-форму центральной части (не показана). Затем жидкое вещество нагревают с целью формования твердой керамической центральной части 150 лопатки. Далее, центральная часть 150 аэродинамической части лопатки может быть подвешена в пресс-форме аэродинамической части лопатки (не показана), горячий воск введен в форму аэродинамической части лопатки для охватывания центральной части 150 лопатки. Затем горячий воск затвердевает и образует восковую аэродинамическую часть лопатки с керамической центральной частью 150, находящейся в подвешенном состоянии в аэродинамической части лопатки. После этого восковую модель аэродинамической части лопатки с керамической центральной частью 150 повторно погружают в керамическую суспензию для формирования керамической оболочки снаружи восковой модели аэродинамической части лопатки. Затем часть 150, восковую модель и оболочковую форму нагревают до повышенной температуры с целью удаления воска для формирования отливной формы с керамической частью 150 в середине. После этого расплав выливают в полую отливную форму. Расплав занимает место восковой модели лопатки и формирует металлическую аэродинамическую часть 22 лопатки с керамической центральной частью 150, остающейся на своем месте. Затем аэродинамическую часть 22 лопатки охлаждают и керамическую центральную часть 150 удаляют.
[0028] Как показано на Фиг.6, внутренняя часть 152 центральной части 150 может соответствовать охлаждающей полости 70, а удлиненные части 154 могут соответствовать охлаждающим пазам 80. Пространства 156 между удлиненными частями 154 могут соответствовать структурам, расположенным между охлаждающими пазами 80 турбинной лопатки 22. Концы 158 удлиненных частей 154 могут соответствовать самому узкому концу или расположенной ниже по потоку стороне 95 сходящейся секции 88 лопатки 22. При этом дозирующая секция 90 и расширяющаяся секция 92 могут быть выполнены в лопатке 22 после удаления центральной части 150 путем высверливания или вырезания. Сходящаяся секция 160 удлиненных частей 154 может соответствовать сходящейся секции 88 охлаждающего паза 80 лопатки 22. Высота 162 выше по потоку может соответствовать высоте 120 выше по потоку, а высота 164 ниже по потоку может соответствовать высоте 122 ниже по потоку сходящейся секции 88 лопатки 22. Как показано на Фиг.6, часть удлиненной части 154, прикрепленная к внутренней части 152, т.е. основание 166 удлиненной части, шире концов 158 удлиненных частей 154. При этом, благодаря повышенной прочности оснований 166 удлиненных частей, удлиненные части 154 менее подвержены растрескиванию или отрыванию от внутренней части 152 при изготовлении лопатки 22.
[0029] Как уже говорилось выше, варианты выполнения лопаток 22 включают охлаждающий паз 80, способствующий увеличению ресурса лопатки 22. При этом лопатки 22 могут содержать охлаждающие пазы 80, имеющие входное отверстие 70, сходящуюся секцию 88, соединенную с входным отверстием 70, дозирующую секцию 90, соединенную со сходящейся секцией 88, и выходное отверстие 68, расположенное на задней кромке 60 турбинной лопатки 22. Первая площадь поперечного сечения сходящейся секции 88 уменьшается от расположенной выше по потоку стороны 93 охлаждающего паза к расположенной ниже по потоку его стороне 95. Вторая площадь поперечного сечения дозирующей секции 90 может быть практически неизменной от расположенной выше по потоку стороны 93 охлаждающего паза к распложенной ниже по потоку его стороне 95. Пазы 80 способствуют интенсивному охлаждению лопатки и регулированию расхода, наряду с улучшением процесса изготовления. Таким образом, геометрическая конфигурация охлаждающего паза, расположенного на задней кромке турбинных лопаток 22, способствует увеличению ресурса турбинных лопаток 22 с экономической точки зрения и с точки зрения надежности. Иллюстративные варианты выполнения лопаток 22 подробно описаны выше. Лопатки 22 могут быть размещены на вращающихся поверхностях газотурбинной установки 10, например, на рабочем колесе, на неподвижных поверхностях, например, на статоре, или же на рабочем колесе и статоре. Описанные выше охлаждающие пазы 80 не ограничиваются их использованием с турбинными лопатками 22 конкретных вариантов выполнения, приведенных в данном документе, напротив, пазы 80 могут быть использованы независимо и раздельно от других элементов рабочего колеса или статора, описанных в настоящем документе.
[0030] В приведенном описании для раскрытия сущности изобретения использованы примеры, в том числе лучший вариант выполнения, которые дают возможность специалисту в данной области техники применить изобретение на практике, в том числе изготовлять и использовать различные устройства и системы и осуществлять содержащиеся в изобретении способы. Патентоспособный объем изобретения, определенный пунктами формулы изобретения, может включать другие примеры, используемые специалистами в данной области техники. Другие упомянутые примеры находятся в пределах объема изобретения в случае, если в них имеются элементы конструкции, не отличающиеся от буквальных формулировок пунктов формулы изобретения, или же если они включают в себя равноценные элементы конструкции, имеющие незначительные отличия от буквальных формулировок пунктов формулы изобретения.

Claims (45)

1. Система турбинной лопатки с охлаждающими пазами, содержащая:
турбинную лопатку, имеющую по меньшей мере один охлаждающий паз, предназначенный для транспортировки хладагента в направлении потока из внутренней части турбинной лопатки наружу, при этом охлаждающий паз имеет:
входное отверстие, соединенное с внутренней частью,
сходящуюся секцию, расположенную ниже по потоку от входного отверстия и имеющую первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается в направлении потока, и
выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки турбинной лопатки, при этом в охлаждающем пазу
имеется только одна дозирующая секция, расположенная только ниже по потоку от сходящейся секции, или
выходное отверстие расположено вдоль задней кромки на средней линии между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны пониженного давления, причем выходное отверстие содержит расширяющуюся секцию, или
имеется только одна дозирующая секция, расположенная только ниже по потоку от сходящейся секции, и выходное отверстие расположено вдоль задней кромки на средней линии между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны пониженного давления, причем выходное отверстие содержит расширяющуюся секцию.
2. Система по п. 1, в которой дозирующая секция имеет вторую площадь поперечного сечения, которая, по существу, постоянна в направлении потока.
3. Система по п. 2, в которой сходящаяся секция имеет первую длину в направлении потока, а дозирующая секция имеет вторую длину в направлении потока, при этом первая длина больше второй длины.
4. Система по п. 1, в которой выходное отверстие выровнено по центру непосредственно на средней линии задней кромки.
5. Система по п. 1, в которой выходное отверстие расположено вдоль средней линии задней кромки.
6. Система по п. 1, в которой сходящаяся секция имеет высоту и ширину, которые уменьшаются в направлении потока.
7. Система по п. 6, в которой указанные высота и ширина имеют разные значения.
8. Система по п. 1, в которой расширяющаяся секция имеет третью площадь поперечного сечения, которая увеличивается в направлении потока.
9. Система по п. 1, в которой поперечное сечение сходящейся секции имеет, по меньшей мере, форму круга, овала, квадрата, прямоугольника, многоугольника или их комбинацию.
10. Система по п. 1, содержащая турбину, имеющую указанную турбинную лопатку.
11. Вращающаяся лопатка турбины, имеющая:
переднюю кромку,
заднюю кромку,
стенку стороны повышенного давления,
стенку стороны пониженного давления,
охлаждающую полость, расположенную между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны пониженного давления, и
охлаждающие пазы, соединенные с охлаждающей полостью и предназначенные для прохождения хладагента в направлении потока через заднюю кромку, причем каждый охлаждающий паз имеет:
сходящуюся секцию, имеющую первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается в направлении потока,
только одну дозирующую секцию, соединенную со сходящейся секцией, причем дозирующая секция расположена только ниже по потоку от сходящейся секции и имеет вторую площадь поперечного сечения, которая, по существу, постоянна в направлении потока, и
выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки на средней линии между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны пониженного давления, причем выходное отверстие содержит расширяющуюся секцию.
12. Вращающаяся лопатка турбины по п. 11, в которой выходное отверстие выровнено по центру непосредственно на средней линии задней кромки.
13. Вращающаяся лопатка турбины по п. 11, в которой каждая сходящаяся секция имеет высоту и ширину, которые уменьшаются в направлении потока.
14. Вращающаяся лопатка турбины по п. 11, в которой каждая сходящаяся секция имеет первую длину в направлении потока, а каждая дозирующая секция имеет вторую длину в направлении потока, причем соотношение первой длины ко второй длине больше чем приблизительно 5:1.
15. Вращающаяся лопатка турбины по п. 11, содержащая расширяющуюся секцию, расположенную ниже по потоку от сходящейся секции и имеющую третью площадь поперечного сечения, которая увеличивается в направлении потока.
16. Вращающаяся лопатка турбины по п. 11, содержащая турбомашину с указанной вращающейся лопаткой, при этом вращающаяся лопатка расположена на роторе.
17. Способ изготовления лопатки, включающий:
формирование керамической центральной части турбинной лопатки,
вставление центральной части в пресс-форму и
отливку турбинной лопатки между центральной частью и пресс-формой, при этом стенка стороны повышенного давления и стенка стороны пониженного давления соединены друг с другом на передней кромке и задней кромке, а турбинная лопатка имеет охлаждающие пазы, предназначенные для пропускания хладагента в направлении потока через заднюю кромку, причем каждый из охлаждающих пазов имеет:
сходящуюся секцию, имеющую первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается в направлении потока;
дозирующую секцию, соединенную со сходящейся секцией и имеющую вторую площадь поперечного сечения, которая, по существу, постоянна в направлении потока, и
выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки, при этом в каждом из охлаждающих пазов:
имеется только одна дозирующая секция, расположенная только ниже по потоку от сходящейся секции, или
выходное отверстие расположено вдоль задней кромки на средней линии между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны пониженного давления, причем выходное отверстие содержит расширяющуюся секцию, или
имеется только одна дозирующая секция, расположенная только ниже по потоку от сходящейся секции, и выходное отверстие расположено вдоль задней кромки на средней линии между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны пониженного давления, причем выходное отверстие содержит расширяющуюся секцию.
18. Способ по п. 17, в котором выходное отверстие выровнено по центру вдоль средней линии задней кромки.
19. Способ по п. 17, в котором первая площадь поперечного сечения сходящейся секции уменьшается по меньшей мере в двух измерениях.
20. Способ по п. 17, в котором сходящаяся секция имеет первую длину в направлении потока, а дозирующая секция имеет вторую длину в направлении потока, при этом первая длина больше второй длины.
RU2012158309A 2012-01-05 2012-12-27 Система (варианты) и способ охлаждения турбинных лопаток RU2638425C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/344,530 2012-01-05
US13/344,530 US9051842B2 (en) 2012-01-05 2012-01-05 System and method for cooling turbine blades

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012158309A RU2012158309A (ru) 2014-07-10
RU2638425C2 true RU2638425C2 (ru) 2017-12-13

Family

ID=47678524

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012158309A RU2638425C2 (ru) 2012-01-05 2012-12-27 Система (варианты) и способ охлаждения турбинных лопаток

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9051842B2 (ru)
EP (1) EP2612994B1 (ru)
JP (1) JP6612011B2 (ru)
CN (1) CN103195489B (ru)
RU (1) RU2638425C2 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9732617B2 (en) 2013-11-26 2017-08-15 General Electric Company Cooled airfoil trailing edge and method of cooling the airfoil trailing edge
US10329916B2 (en) * 2014-05-01 2019-06-25 United Technologies Corporation Splayed tip features for gas turbine engine airfoil
US10280763B2 (en) * 2016-06-08 2019-05-07 Ansaldo Energia Switzerland AG Airfoil cooling passageways for generating improved protective film
US10830072B2 (en) * 2017-07-24 2020-11-10 General Electric Company Turbomachine airfoil
US10641106B2 (en) 2017-11-13 2020-05-05 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved airfoil dust removal
US10815792B2 (en) * 2019-01-04 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component with a cooling circuit having a flared base

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
RU2086775C1 (ru) * 1993-12-02 1997-08-10 Яков Петрович Гохштейн Способ теплоизоляции турбинной лопатки (варианты) и устройство для получения профиля
EP1178181A2 (en) * 2000-07-31 2002-02-06 General Electric Company Turbine blade tandem cooling
US20060222494A1 (en) * 2005-03-29 2006-10-05 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade leading edge cooling system
EP2095894A1 (de) * 2008-02-27 2009-09-02 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer innengekühlten Turbinenschaufel

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59107903U (ja) * 1983-01-12 1984-07-20 株式会社日立製作所 後縁吹出し冷却翼
JPS62101008U (ru) * 1985-12-17 1987-06-27
US5246341A (en) * 1992-07-06 1993-09-21 United Technologies Corporation Turbine blade trailing edge cooling construction
US6129515A (en) 1992-11-20 2000-10-10 United Technologies Corporation Turbine airfoil suction aided film cooling means
JPH08334003A (ja) * 1995-06-06 1996-12-17 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 冷却翼後縁冷却装置
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
JPH11311102A (ja) * 1998-04-27 1999-11-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼の冷却構造
US6325593B1 (en) 2000-02-18 2001-12-04 General Electric Company Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks
IT1319140B1 (it) * 2000-11-28 2003-09-23 Nuovo Pignone Spa Sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas
US6969230B2 (en) * 2002-12-17 2005-11-29 General Electric Company Venturi outlet turbine airfoil
US7021893B2 (en) 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
US7165940B2 (en) 2004-06-10 2007-01-23 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7374401B2 (en) 2005-03-01 2008-05-20 General Electric Company Bell-shaped fan cooling holes for turbine airfoil
US7503749B2 (en) 2005-04-01 2009-03-17 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
FR2894281B1 (fr) 2005-12-05 2010-08-20 Snecma Aube de turbine a refroidissement et a duree de vie ameliores
US7387492B2 (en) 2005-12-20 2008-06-17 General Electric Company Methods and apparatus for cooling turbine blade trailing edges
US7549844B2 (en) * 2006-08-24 2009-06-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with bifurcated and recessed trailing edge exhaust channels
US7938168B2 (en) * 2006-12-06 2011-05-10 General Electric Company Ceramic cores, methods of manufacture thereof and articles manufactured from the same
US7780414B1 (en) 2007-01-17 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes
US7862299B1 (en) * 2007-03-21 2011-01-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits
US7762775B1 (en) 2007-05-31 2010-07-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with cooled thin trailing edge
EP2252771A1 (de) 2008-03-07 2010-11-24 ALSTOM Technology Ltd Schaufel für eine gasturbine
US8096770B2 (en) * 2008-09-25 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling for turbine blade airfoil
US8511990B2 (en) * 2009-06-24 2013-08-20 General Electric Company Cooling hole exits for a turbine bucket tip shroud
US9422816B2 (en) 2009-06-26 2016-08-23 United Technologies Corporation Airfoil with hybrid drilled and cutback trailing edge
US20110135446A1 (en) 2009-12-04 2011-06-09 United Technologies Corporation Castings, Casting Cores, and Methods
US9206696B2 (en) * 2011-08-16 2015-12-08 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
RU2086775C1 (ru) * 1993-12-02 1997-08-10 Яков Петрович Гохштейн Способ теплоизоляции турбинной лопатки (варианты) и устройство для получения профиля
EP1178181A2 (en) * 2000-07-31 2002-02-06 General Electric Company Turbine blade tandem cooling
US20060222494A1 (en) * 2005-03-29 2006-10-05 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade leading edge cooling system
EP2095894A1 (de) * 2008-02-27 2009-09-02 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer innengekühlten Turbinenschaufel

Also Published As

Publication number Publication date
US9051842B2 (en) 2015-06-09
JP2013139804A (ja) 2013-07-18
CN103195489B (zh) 2016-08-17
EP2612994B1 (en) 2018-11-14
RU2012158309A (ru) 2014-07-10
CN103195489A (zh) 2013-07-10
JP6612011B2 (ja) 2019-11-27
EP2612994A1 (en) 2013-07-10
US20130177446A1 (en) 2013-07-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11286791B2 (en) Engine components with cooling holes having tailored metering and diffuser portions
RU2638425C2 (ru) Система (варианты) и способ охлаждения турбинных лопаток
JP4815223B2 (ja) タービン翼形部の高効率ファン冷却孔
US7713027B2 (en) Turbine blade with split impingement rib
EP2716866B1 (en) Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes
JP4688758B2 (ja) パターン冷却式タービン翼形部
US8985949B2 (en) Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly
US20130259645A1 (en) Turbine airfoil trailing edge cooling slots
US9650900B2 (en) Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations
MX2007013107A (es) Componente de turbina con enfriamiento de pedestal de bandera de punta.
US20130302179A1 (en) Turbine airfoil trailing edge cooling hole plug and slot
US9017026B2 (en) Turbine airfoil trailing edge cooling slots
US20180320525A1 (en) Leading edge hybrid cavities and cores for airfoils of gas turbine engine
US20130302177A1 (en) Turbine airfoil trailing edge bifurcated cooling holes
JP2015516539A (ja) タービン翼形部の後縁冷却スロット
US10704406B2 (en) Turbomachine blade cooling structure and related methods
CN107762566A (zh) 带有多孔末梢的用于涡轮发动机的翼型件
JP2017122451A (ja) タービン翼形部の後縁冷却通路
CN107366556A (zh) 叶片以及涡轮转子叶片
JP2017534791A (ja) 一体の前縁及び先端の冷却流体通路を有するガスタービン翼及びこのような翼を形成するために使用されるコア構造体
JP2017534791A5 (ru)
JP2017110661A (ja) 微細チャネル回路に入口通路を形成する際にターゲット特徴を利用するためのシステムおよび方法
JP6558827B2 (ja) タービンブレードのミッドスパンシュラウド組立体
KR102373729B1 (ko) 가스 터빈 로터 블레이드용 냉각 통로