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CN108019238A - 具有冷却回路的翼型件组件 - Google Patents

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CN108019238A
CN108019238A CN201711069752.3A CN201711069752A CN108019238A CN 108019238 A CN108019238 A CN 108019238A CN 201711069752 A CN201711069752 A CN 201711069752A CN 108019238 A CN108019238 A CN 108019238A
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CN
China
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airfoil
platform
cooling
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airfoil component
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CN201711069752.3A
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J.M.霍夫曼
D.L.波利兹
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的翼型件组件包括叶片、平台和燕尾榫。翼型件组件进一步包括冷却回路，冷却回路包括燕尾榫的内部室，其与翼型件组件的外部或与叶片的内部室和至少一个冷却通道具有流体连通。

Description

具有冷却回路的翼型件组件
背景技术
涡轮发动机，且特别是燃气涡轮发动机或内燃涡轮发动机，为旋转式发动机，其从穿过发动机至多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。
用于飞机的燃气涡轮发动机设计成在高温下工作以最大限度地提高发动机效率，因此冷却某些发动机构件诸如高压涡轮和低压涡轮可是有利的。通常，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机用管道输送至需要冷却的发动机构件而实现冷却。在高压涡轮中的温度为1000°C至2000°C左右且来自压缩机的冷却空气的温度为500°C至700°C左右。虽然压缩机空气温度高，但是其相对于涡轮空气来说温度较低，从而可用来冷却涡轮。
现代的涡轮叶片、以及静叶或喷嘴大体上包括一个或多个内部冷却回路，用于输送冷却空气通过叶片以冷却叶片的不同部分，并可包括专门的冷却回路，用于冷却叶片的不同部分，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。
发明内容
在一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件组件包括：具有相反的第一和第二表面的平台；翼型件，其从平台的第一表面延伸并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧从前缘轴向地延伸至后缘以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中根部邻近平台；冷却通道，其定位在翼型件内，并穿过平台而进入翼型件的内部；和至少一个弯曲的冷却通道，其具有与冷却回路处于流体连通的入口和在第一表面上的出口。
在另一方面，一种用于涡轮发动机的叶片包括：具有相反的第一和第二表面的平台；从第二表面延伸的燕尾榫；翼型件，从第一表面延伸并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中根部邻近平台；冷却回路，其穿过燕尾榫、平台并进入翼型件的内部；和至少一个弯曲的冷却通道，其具有与冷却回路处于流体连通的入口和在第一表面上的出口。
在又一方面，实施例涉及一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的方法，方法包括使冷却空气穿过在支承翼型件的平台中的弯曲的通道以及通过邻近翼型件的根部的出口排出冷却空气。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：
a. 具有相反的第一和第二表面的平台；
b. 翼型件，其从所述第一表面延伸，并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧在前缘至后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中所述根部邻近所述平台；
c. 冷却回路，其穿过所述平台并进入所述翼型件的内部中；和
d. 至少一个弯曲的冷却通道，其具有与所述冷却回路处于流体连通的入口和在所述第一表面上的出口。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一和第二表面中的所述一个为所述第一表面。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述通道限定中心线，在所述出口处所述中心线与所述第一表面限定夹角。
技术方案4. 根据技术方案3所述的翼型件组件，其特征在于，所述夹角小于30度。
技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件组件，其特征在于，所述夹角小于20度。
技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述至少一个弯曲的冷却通道限定多个冷却通道，其各自具有对应的入口和出口。
技术方案7. 根据技术方案6所述的翼型件组件，其特征在于，所述冷却通道中的至少一些使其出口与围绕所述翼型件的流动流线对齐。
技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述至少一个冷却通道被铸造在所述平台内。
技术方案9. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述出口定位于所述翼型件在所述弦向方向上的后半部中。
技术方案10. 根据技术方案9所述的翼型件组件，其特征在于，所述出口定位在所述吸力侧上方。
技术方案11. 一种用于涡轮发动机的叶片，其包括：
a. 具有相反的第一和第二表面的平台；
b. 从所述第二表面延伸的燕尾榫；
c. 翼型件，其从所述第一表面延伸，并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧在前缘至后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中所述根部邻近所述平台；
d. 冷却回路，其穿过所述燕尾榫、平台并进入所述翼型件的内部；和
e. 至少一个弯曲的冷却通道，其具有与所述冷却回路处于流体连通的入口和在所述第一表面上的出口。
技术方案12. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述第一和第二表面中的所述一个为所述第一表面。
技术方案13. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述通道限定中心线，在所述出口处所述中心线与所述第一表面限定夹角。
技术方案14. 根据技术方案13所述的叶片，其特征在于，所述夹角小于30度。
技术方案15. 根据技术方案14所述的叶片，其特征在于，所述夹角小于20度。
技术方案16. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述至少一个弯曲的冷却通道限定多个冷却通道，其各自具有对应的入口和出口。
技术方案17. 根据技术方案16所述的叶片，其特征在于，所述冷却通道中的至少一些使其出口与围绕所述翼型件的流动流线对齐。
技术方案18. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述至少一个冷却通道被铸造在所述平台内。
技术方案19. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述出口定位在所述翼型件在所述弦向方向上的后半部中。
技术方案20. 根据技术方案19所述的叶片，其特征在于，所述出口定位在所述吸力侧的上方。
技术方案21. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述冷却通道延伸通过所述燕尾榫和所述平台。
技术方案22. 一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的方法，所述方法包括使冷却空气穿过在支承所述翼型件的平台中的弯曲的通道以及通过邻近所述翼型件的根部的出口排出所述冷却空气。
技术方案23. 根据技术方案22所述的方法，其特征在于，进一步包括沿着相对于所述平台形成小于30度的夹角的路径从所述出口排出所述冷却空气。
技术方案24. 根据技术方案23所述的方法，其特征在于，所述夹角小于20度。
技术方案25. 根据技术方案22所述的方法，其特征在于，进一步包括在所述翼型件的后半部处排出所述冷却空气。
技术方案26. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，进一步包括邻近所述翼型件的吸力侧排出所述冷却空气。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞机的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图2为根据本发明的第一实施例的图1的涡轮发动机的叶片的示意性透视图。
图3为在图2的叶片中的冷却回路的部分的示意性截面图。
图4为根据本发明的第二实施例的图1的涡轮发动机的叶片的示意性透视图。
部件列表：
16 后部
18 风扇节段
20 风扇
22 压缩机节段
24 LP压缩机
26 HP压缩机
28 燃烧节段
30 燃烧器
32 涡轮节段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气节段
40 风扇壳体
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳体
48 HP轴
50 LP轴
51 转子
52 HP压缩机级
54 HP压缩机级
56 LP压缩机叶片
58 HP压缩机叶片
60 LP压缩机静叶
61 盘
62 HP压缩机静叶
63 定子
64 HP涡轮级
66 LP涡轮级
68 HP涡轮叶片
70 LP涡轮叶片
71 盘
72 HP涡轮静叶
74 LP涡轮静叶
76 加压的环境空气
77 放气
78 空气流
80 出口导向静叶组件
82 翼型件导向静叶
84 风扇排气侧
100, 200 燕尾榫
101, 201 翼型件
102, 202 末梢
103, 203 根部
104, 204 平台
105, 205 前缘
106, 206 后缘
108, 208 外壁
110, 210 内部
111, 211 压力侧
112, 212 吸力侧
113, 213 后半部
120, 220 入口通道
121, 221 入口通道
122, 222 入口通道
130, 230 出口通道
131, 231 出口通道
132, 232 出口通道
171, 271 第一表面
172, 272 第二表面
180, 280 弯曲的冷却通道
181, 281 入口
182, 282 出口
183 中心线
185 路径
190 流动流线
195 冷却空气。
具体实施方式
本发明所描述的实施例涉及在涡轮叶片的平台或燕尾榫的一者或二者中的弯曲的冷却通道或气膜孔。为了说明目的，本发明的实施例将关于用于飞机燃气涡轮发动机的涡轮而被描述。然而，将要理解的是，本公开并非限制性的且在发动机(包括压缩机)内以及在非飞机应用(诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用)中可具有普遍适用性。
如本文使用的，用语“向前”或“上游”指在朝着发动机入口的方向上移动，或构件与另一构件相比相对更接近发动机入口。与“向前”或“上游”结合使用的用语“向后”或“下游”指朝向发动机的后部或出口的方向或与另一构件相比相对更接近发动机出口。
另外，如本文使用的，用语“径向”或“径向地”指在发动机的中心纵向轴线和外部发动机圆周之间延伸的维度。
所有的方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、朝上、朝下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上面、下面、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于标识目的以帮助读者理解本发明，且不产生限制，尤其不限制本发明的位置、定向或用途。连接参照(例如，附接、联接、连接、和连结)应被宽泛地解释且可包括在一系列元件之间的中间部件和在元件之间的相对移动，除非另外指示。因此，连接参照不一定指两个元件直接连接且以固定的关系连接于彼此。示范附图仅用于例示目的，且所附的图中反映的维度、位置、顺序和相对大小可改变。
图1为用于飞机的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有大体上纵向延伸的轴线或中心线12，其从前部14延伸至后部16。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇节段18，其包括风扇20；压缩机节段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧节段28，其包括燃烧器30；涡轮节段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气节段38。
风扇节段18包括包围风扇20的风扇壳体40。风扇20包括多个围绕中心线12径向设置的风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，核心44产生燃烧气体。核心44由核心壳体46包围，核心壳体46可与风扇壳体40联接。
围绕发动机10的中心线12共轴设置的HP轴杆或轴48驱动地将HP涡轮34连接至HP压缩机26。在较大直径的环形HP轴48内围绕发动机10的中心线12共轴设置的LP轴杆或轴50驱动地将LP涡轮36连接至LP压缩机24和风扇20。轴48、50可围绕发动机中心线旋转并联接至多个可旋转的元件，可旋转的元件可共同地限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在压缩机级中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静态压缩机静叶60、62(也被称为喷嘴)旋转，以对穿过该级的流体流进行压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，压缩机叶片 56、58可设置成环并可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末梢，而对应的静态压缩机静叶60、62位于旋转叶片56、58的上游并邻近旋转叶片56、58。要注意的是，选择的示于图1中的叶片、静叶和压缩机级的数量仅用于例示目的，且其它数量也是可行的。
用于压缩机的级的叶片56、58可安装到盘61上，盘61被安装到HP和LP轴48、50中的对应的一个上，其中各个级具有其自身的盘61。用于压缩机的级的静叶60、62可以周向的布置而被安装到核心壳体46上。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮静叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从穿过该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设置成环并可相对于中心线12沿径向向外延伸，而对应的静态涡轮静叶72、74位于旋转叶片68、70的上游并邻近旋转叶片68、70。要注意的是，选择的示于图1中的叶片、静叶和涡轮级的数量仅用于例示目的，且其它数量是可行的。
用于涡轮级的叶片68、70可被安装至盘71上，盘71被安装至HP和LP轴48、50中的对应的一个上，其中各个级具有专门的盘71。用于压缩机级的静叶72、74可以周向的布置而被安装到核心壳体46上。
与转子部分互补的发动机10的固定部分，诸如在压缩机和涡轮节段22、32之中的静态静叶60、62、72、74也可单独地或共同地被称为定子63。因此，定子63可指遍及发动机10的非旋转元件的组合。
在工作中，离开风扇节段18的空气流被分开使得空气流的部分被引导至LP压缩机24中，LP压缩机24又将加压的空气76供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。通过HP涡轮34从这些气体中提取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。将燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且最终排出气体经由排气节段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动会驱动LP轴50旋转风扇20和LP压缩机24。
加压空气流76的部分可作为放气77被从压缩机节段22抽出。放气77可被从加压空气流76抽出并提供给需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著升高。因此，由放气77提供的冷却对于这种发动机构件在升高的温度环境中工作是必要的。
空气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44并通过固定静叶排离开发动机组件10，且更具体而言，通过在风扇排气侧84处的出口导向静叶组件80离开，出口导向静叶组件80包括多个翼型件导向静叶82。更特别地，邻近风扇节段18使用周向排的径向延伸的翼型件导向静叶82以对空气流78施加一些方向控制。
由风扇20供应的一些空气可绕过发动机核心44并用于发动机10的部分特别是热的部分的冷却，和/或用来冷却飞机的其它方面或为飞机的其它方面提供功率。在涡轮发动机的背景下，发动机的热的部分通常在燃烧器30的下游，尤其是在涡轮节段32的下游，其中HP涡轮34为最热的部分，因为其直接在燃烧节段28的下游。冷却流体的其它来源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
图2为发动机构件的透视图，发动机构件呈来自图1的发动机10的一个涡轮叶片68的形式。涡轮叶片68包括燕尾榫100、翼型件101和平台104。平台104包括第一表面171和第二表面172，其中第二表面172与第一表面171相反。翼型件101从末梢102延伸至根部103，其中末梢102和根部103限定翼展方向，且根部103可邻近平台104并与平台104成整体。翼型件101还具有界定内部110的外壁108。外壁108限定压力侧111和吸力侧112，压力侧111和吸力侧112在前缘105和后缘106之间轴向延伸以限定弦向方向。燕尾榫100构造成被安装到发动机10的涡轮转子盘71上，使得翼型件101在翼展方向上从中心线12径向地凸出。燕尾榫100可包括至少一个入口通道，其示范性地示出为成组的三个入口通道120、121、122，其各个延伸通过燕尾榫100和平台104以在成组的三个通道出口130、131、132处提供与翼型件101的内部流体连通。入口通道120、121、122形成具有一个或多个通过涡轮叶片68的内部110的空气流动路径(未示出)的冷却回路的部分。
应当理解的是，示出的入口通道120、121、122为示范性的且不意于限制。可使用更多或更少的入口通道以在翼型件101内部提供流体流。应理解的是，以截面示出燕尾榫100使得入口通道120、121、122容纳在燕尾榫100的本体内。应该进一步理解的是，如本文描述的实施例涉及翼型件101，然而，这不应被解释为限制本发明，且在非限制示例中，其它的发动机构件诸如叶片、静叶、支柱或外罩组件可替代翼型件。
冷却回路可进一步包括弯曲的冷却通道180，弯曲的冷却通道180具有在燕尾榫中形成的与冷却回路处于流体连通的入口181和在平台104的第一表面171上形成的出口182，出口182邻近翼型件101的根部103并在翼型件101的外部。出口182可邻近叶片68的部分或整体而定位，或其也可沿着翼型件101的后半部113定位在翼型件101的吸力侧112上方。设想出口182可为任何形状，包括但不限于扩散器、椭圆、圆或适用于弯曲的冷却通道180的本领域已知的任何其它形状。进一步设想，弯曲的冷却通道180可为如本文所描述的那样具有出口130、131、132和与冷却回路处于流体连通的入口120、121、122的多个通道。
图3为在图2中的冷却回路的部分的截面图。弯曲的冷却通道180包括与冷却回路处于流体连通的入口181和在平台104的第一表面171上的出口182。中心线183延伸通过弯曲的冷却通道180。在出口182处，中心线183限定路径185，路径185形成夹角ϴ，在相对于第一表面171而被测量时，该夹角ϴ为小于30度的锐角。在一些实施例中，夹角ϴ也可小于20度。此外，示范性的外部流动流线190被示出为大致平行于平台104而流动。要理解的是，如上面描述的弯曲的冷却通道180可被应用于如本文描述的所有实施例中的任何示范性的弯曲通道且不意于限制。
转向图4，示出与第一实施例相似的第二实施例，其中相同部件由增加100的相同标号标识。要理解的是，第一实施例的相同部件的描述适用于第二实施例，除非另有指示。
在涡轮叶片68中的冷却回路被示出具有弯曲的冷却通道280，弯曲的冷却通道280具有与冷却回路处于流体连通的入口281和在翼型件201的内部210上定位在平台204的第一表面271上的出口282。出口282可定位在但不限于翼型件201的内部210在弦向方向上的后半部213处。还设想，弯曲的冷却通道280可为多个如本文描述的具有设置在内部210内的多个定位处的、与冷却回路处于流体连通的入口281和在第一表面上的出口282的通道。
在本文描述的所有实施例中，可通过包括但不限于加成制造的方法实现弯曲的冷却通道180、280的形成。应当理解的是，加成制造过程与传统的制造方法相比，能够以减少的成本和提高的精度制造复杂的部件或零件。铸造和钻孔或本领域已知的任何其它适合的制造方式也是可设想到的。
冷却用于涡轮发动机10的翼型件101的方法包括使冷却空气195穿过弯曲的冷却通道180和通过出口182排出冷却空气195。沿着路径185排出冷却空气，路径185相对于平台104可形成夹角ϴ。可在翼型件101的后半部处排出冷却空气195，并也可邻近翼型件101的根部103或在翼型件101的内部中排出冷却空气195。夹角ϴ可小于20度或尽可能地接近零度使得从出口182排出的冷却空气可与流动流线190对齐，以在第一表面171上形成冷却气膜。
弯曲的冷却通道180可定位成向翼型件101或平台104中的之前使用视线或其它已知的钻孔方法无法到达的位置供应冷却空气。还设想，弯曲的冷却通道180的出口182可与围绕翼型件101的外部流动流线190对齐，以便减少在翼型件101或平台104中或在翼型件101或平台104周围的低空气流或流分离的区域，从而导致改进的冷却效率。可进一步设想，多个弯曲的冷却通道180可形成在翼型件101或平台104中的一组相邻腔体中，以便控制叶片68附近的环境条件，诸如压力比、吹送比或回流裕度。
应理解的是，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器节段的涡轮发动机，而是也适用于涡轮喷气发动机和涡轮增压发动机。
本书面说明使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使任何本领域的技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何装置或系统并且实行任何结合的方法。本发明的可授予专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域的技术人员想到的其它示例。如果这种其它示例具有不异于权利要求的文字语言的结构元素，或如果它们包括与权利要求的文字语言无显著差别的等同结构元素，则这种其它示例旨在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：
a. 具有相反的第一和第二表面的平台；
b. 翼型件，其从所述第一表面延伸，并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧在前缘至后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中所述根部邻近所述平台；
c. 冷却回路，其穿过所述平台并进入所述翼型件的内部中；和
d. 至少一个弯曲的冷却通道，其具有与所述冷却回路处于流体连通的入口和在所述第一表面上的出口。
2.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一和第二表面中的所述一个为所述第一表面。
3.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述通道限定中心线，在所述出口处所述中心线与所述第一表面限定夹角。
4.根据权利要求3所述的翼型件组件，其特征在于，所述夹角小于30度。
5.根据权利要求4所述的翼型件组件，其特征在于，所述夹角小于20度。
6.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述至少一个弯曲的冷却通道限定多个冷却通道，其各自具有对应的入口和出口。
7.根据权利要求6所述的翼型件组件，其特征在于，所述冷却通道中的至少一些使其出口与围绕所述翼型件的流动流线对齐。
8.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述至少一个冷却通道被铸造在所述平台内。
9.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述出口定位于所述翼型件在所述弦向方向上的后半部中。
10.根据权利要求9所述的翼型件组件，其特征在于，所述出口定位在所述吸力侧上方。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11401817B2 (en) * 2016-11-04 2022-08-02 General Electric Company Airfoil assembly with a cooling circuit
KR101955115B1 (ko) * 2017-09-20 2019-03-06 두산중공업 주식회사 터빈 베인, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
CN120608738A (zh) * 2024-03-07 2025-09-09 通用电气公司 带有具有一组冷却导管的叶片组件的涡轮发动机
US20260022639A1 (en) * 2024-05-16 2026-01-22 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling features

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101473107A (zh) * 2007-02-21 2009-07-01 三菱重工业株式会社 用于燃气轮机动叶片的平台冷却结构
CN101532399A (zh) * 2008-02-07 2009-09-16 斯奈克玛 一种带有冷却凹槽的涡轮机叶轮的叶片
CN102191951A (zh) * 2010-03-10 2011-09-21 通用电气公司 用于冷却涡轮构件的平台的装置
CN102312683A (zh) * 2011-09-07 2012-01-11 华北电力大学 基于弯曲通道二次流的气膜孔
WO2015031160A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Mateface surfaces having a geometry on turbomachinery hardware

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7249933B2 (en) * 2005-01-10 2007-07-31 General Electric Company Funnel fillet turbine stage
US7249934B2 (en) * 2005-08-31 2007-07-31 General Electric Company Pattern cooled turbine airfoil
US7922451B1 (en) 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with blade tip cooling passages
US8540486B2 (en) * 2010-03-22 2013-09-24 General Electric Company Apparatus for cooling a bucket assembly
US8734111B2 (en) * 2011-06-27 2014-05-27 General Electric Company Platform cooling passages and methods for creating platform cooling passages in turbine rotor blades
US8840370B2 (en) * 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8845289B2 (en) * 2011-11-04 2014-09-30 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US10612392B2 (en) * 2014-12-18 2020-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with conformal fillet cooling path
US11401817B2 (en) * 2016-11-04 2022-08-02 General Electric Company Airfoil assembly with a cooling circuit

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101473107A (zh) * 2007-02-21 2009-07-01 三菱重工业株式会社 用于燃气轮机动叶片的平台冷却结构
CN101532399A (zh) * 2008-02-07 2009-09-16 斯奈克玛 一种带有冷却凹槽的涡轮机叶轮的叶片
CN102191951A (zh) * 2010-03-10 2011-09-21 通用电气公司 用于冷却涡轮构件的平台的装置
CN102312683A (zh) * 2011-09-07 2012-01-11 华北电力大学 基于弯曲通道二次流的气膜孔
WO2015031160A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Mateface surfaces having a geometry on turbomachinery hardware

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
RONALD S. BUNKER: "A Review of Shaped Hole Turbine Film-Cooling Technology", 《JOURNAL OF HEAT TRANSFER》 *

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Publication number Publication date
US11401817B2 (en) 2022-08-02
US20180128113A1 (en) 2018-05-10
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