CN100347411C - 具有单岔开腔的中空叶片的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴弧段 - Google Patents

具有单岔开腔的中空叶片的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴弧段 Download PDF

Info

Publication number
CN100347411C
CN100347411C CNB2004100082385A CN200410008238A CN100347411C CN 100347411 C CN100347411 C CN 100347411C CN B2004100082385 A CNB2004100082385 A CN B2004100082385A CN 200410008238 A CN200410008238 A CN 200410008238A CN 100347411 C CN100347411 C CN 100347411C
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerofoil profile
band portion
rib
segmental arc
turbine nozzle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
CNB2004100082385A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1526918A (zh
Inventor
A·C·波维斯
R·E·小麦克雷
J·P·克拉克
J·J·彼得曼
R·A·弗雷德里克
E·E·吉布勒
B·D·凯斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1526918A publication Critical patent/CN1526918A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100347411C publication Critical patent/CN100347411C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C21/00—Flasks; Accessories therefor
    • B22C21/12—Accessories
    • B22C21/14—Accessories for reinforcing or securing moulding materials or cores, e.g. gaggers, chaplets, pins, bars
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • 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

一种涡轮喷嘴弧段(10)，包括在径向上的外带和内带部分(24，26)之间径向延伸的单个中空翼型(28)。该翼型具有带压力面和吸力面(22，23)的翼型壁(29)，压力面和吸力面在翼型的前、后缘(LE，TE)之间轴向延伸。翼型壁(29)围起了一个岔开的腔(37)，分叉肋(39)延伸穿过岔开腔(37)并在翼型壁(29)的压力面和吸力面(22，23)之间延伸，从而将岔开腔(37)分成前、后腔(41，43)。加强肋(60)从外带部分(24)的径向外表面(62)上并沿该表面径向向外延伸出来，并在轴向及周向上从外带部分(24)的压力面前角部(64)延伸到分叉肋(39)上。内带和外带部分(24，26)、分叉肋(39)和加强肋(60)形成一体，并由整体的单件铸件形成。

Description

具有单岔开腔的中空叶片的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴弧段
技术领域
本发明涉及燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴弧段，更具体地涉及包括具有用于容纳冷却空气分流板的空腔的中空叶片或翼型的这种喷嘴弧段。
背景技术
在典型的燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中被压缩，在燃烧室中与燃料混合并点火，以产生热的燃气。燃气向下游流经具有一级或多级的高压涡轮(HPT)，这些级包括一个或多个HPT涡轮喷嘴以及多排HPT转子叶片。之后燃气流至通常包括有多级的低压涡轮(LPT)中，各级均带有各自的LPT涡轮喷嘴和LPT转子叶片。
HPT涡轮喷嘴包括多个周向隔开的固定的中空涡轮叶片，其支撑在径向上的外带和内带之间。通常在各中空翼型中***单室型冲击挡板。各挡板可通过位于喷嘴外带的径向外侧的单个短管(spoolie)来供给。
涡轮转子级包括多个周向隔开的转子叶片，其从转子轮盘中径向向外地延伸出来，该转子轮盘承受在工作期间所形成的扭矩。HPT喷嘴通常形成于具有两个或多个中空叶片的弧形部分内，这些叶片在外带和内带的对应部分之间连接起来。各喷嘴弧段通常在其径向外端由螺栓接合于环形外壳上的法兰来支撑。各叶片具有设置在形成内带和外带的径向上的内、外带板之间的冷却的中空翼型。翼型、内带和外带部分、法兰部分以及进气管通常铸造在一起，使得各叶片为单个铸件。叶片沿着法兰部分、内带板和外带板的界面钎焊在一起，以形成喷嘴弧段。也可在单个叶片或喷嘴弧段中将两个或更多的翼型铸在一起。
一些两级涡轮具有安装在外带上并从外带中悬伸出来的悬臂式第二级喷嘴。在第一和第二级转子轮盘之间几乎没有或没有用来将喷嘴弧段固定在内带上的通路。第二级喷嘴通常构造成具有多个翼型或叶片部段。双叶片的设计是非常普遍的设计，其被称为双联体(doublet)。双联体在降低叶片部段之间的分离线漏气方面提供了性能优势。然而，外带及固定结构的较长弦长会损害双联体的耐用性。较长的弦长导致了因带上的温度梯度所产生的弦向应力增加，并增大了翼型应力的非均匀性。叶片双联体的盒状结构也会在喷嘴弧段中导致不均匀的应力。双联体的后部叶片通受到明显更大的应力，这限制了喷嘴弧段的寿命。
在文献US 5634766A和EP 0392664A2中均公开了一种涡轮发动机的叶片组件。尽管具备有一定的优点，然而它们均无法解决上述技术问题。
非常希望具有一种能够以悬臂方式安装到外带上的涡轮喷嘴弧段。还希望具有一种能够避免因外带及固定结构的较长弦长而降低多叶片部段耐用性的涡轮喷嘴弧段。同样希望具有一种涡轮喷嘴弧段，其能避免因带上的温度梯度所产生的弦向应力增大，并能避免因多叶片部段的较长弦长而使翼型应力的不均匀性增大。另外还希望具有一种涡轮喷嘴弧段，其能避免在双联体或其它多叶片部段中的后部叶片上的应力增大，这种应力会限制喷嘴弧段的寿命。
发明内容
根据本发明的第一方面，提供了一种涡轮喷嘴弧段，包括：在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，该翼型位于径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，并具有带压力面和吸力面的翼型壁，压力面和吸力面在翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，并且翼型壁围起了岔开的腔；延伸穿过岔开腔并在翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将岔开腔分成前腔和后腔，其特征在于，该涡轮喷嘴弧段还包括与分叉肋轴向且周向地对齐的加强肋，其从外带部分的径向外表面上并沿外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从外带部分的压力面前角部延伸到分叉肋上。
根据本发明的第二方面，提供了一种涡轮喷嘴弧段，包括：在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，该翼型位于径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，并具有带压力面和吸力面的翼型壁，压力面和吸力面在翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，并且翼型壁围起了岔开的腔；延伸穿过岔开腔并在翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将岔开腔分成前腔和后腔，其特征在于，该涡轮喷嘴弧段还包括与翼型上的合成气体载荷的方向对齐的加强肋，其从外带部分的径向外表面上并沿外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从外带部分的压力面前角部延伸到分叉肋上。
根据本发明的第三方面，提供了一种涡轮喷嘴弧段，包括：在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，该翼型位于径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，并具有带压力面和吸力面的翼型壁，压力面和吸力面在翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，并且翼型壁围起了岔开的腔；延伸穿过岔开腔并在翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将岔开腔分成前腔和后腔，其特征在于，该涡轮喷嘴弧段还包括围绕着翼型和外带部分之间的连接处的翼型圆角，以及位于分叉肋与翼型的吸力面相交处的翼型圆角的扩大部分，该涡轮喷嘴弧段还包括加强肋，其从外带部分的径向外表面上并沿外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从外带部分的压力面前角部延伸到分叉肋上。
根据本发明的第四方面，提供了一种涡轮喷嘴弧段，包括：在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，该翼型位于径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，并具有带压力面和吸力面的翼型壁，压力面和吸力面在所述翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，并且翼型壁围起了岔开的腔；延伸穿过岔开腔并在翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将岔开腔分成前腔和后腔，其特征在于，该涡轮喷嘴弧段还包括加强肋，其从外带部分的径向外表面上并沿外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从外带部分的压力面前角部延伸到所述分叉肋上，并且中空翼型、外带部分和内带部分、分叉肋以及加强肋形成一体，并由整体式的单件铸件制成。
根据本发明的第五方面，提供了一种涡轮喷嘴弧段，包括：在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，该翼型位于径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，并具有带压力面和吸力面的翼型壁，压力面和吸力面在翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，并且翼型壁围起了岔开的腔；延伸穿过岔开腔并在翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将岔开腔分成前腔和后腔，其特征在于，该涡轮喷嘴弧段还包括加强肋，其从外带部分的径向外表面上并沿外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从外带部分的压力面前角部延伸到分叉肋上，以及加强肋和分叉肋相对于中心平面基本上居中，该中心平面落在喷嘴弧段的外带部分的后端处的轮基之外。
涡轮喷嘴弧段包括在径向上的外带和内带部分之间径向延伸的单个中空翼型。该翼型具有带压力面和吸力面的翼型壁，压力面和吸力面在翼型的前、后缘之间轴向延伸。翼型壁围起了一个岔开的腔，分叉肋延伸穿过该岔开腔并在翼型壁的压力面和吸力面之间延伸，从而将岔开腔分成前、后腔。
涡轮喷嘴弧段的一个代表性实施例具有一个或多个穿过该分叉肋的交叉孔。加强肋从外带部分的径向外表面上并沿该表面径向向外延伸出来，并在轴向及周向上从外带部分的压力面的前角部延伸到分叉肋上。加强肋在轴向及周向上与分叉肋对齐。加强肋可与翼型上的合成气体载荷的方向对齐。翼型圆角围绕着翼型和外带部分之间的连接处。翼型圆角的扩大部分位于翼型吸力面上的加强肋之下。内带和外带部分、分叉肋和加强肋是形成一体的，并由整体的单件铸件形成。
附图说明
在下述介绍中将结合附图来说明本发明的上述方面和其它特征，在图中：
图1是显示了燃气涡轮发动机的高压涡轮的第二级涡轮喷嘴的一部分的剖视图，该涡轮喷嘴具有叶片翼型，其具有由在翼型的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋所分成的中空内部。
图2是图1所示的第二级涡轮喷嘴弧段的透视图。
图3是图1所示的第二级涡轮喷嘴弧段的截面图。
图4是图2所示翼型的径向向外看去的透视图。
图5是分叉肋和加强肋沿图2中线5-5的剖视图。
图6是设于图2和3所示中空叶片的岔开内部中的两室型冲击挡板的透视图。
图7是图6所示冲击挡板的分解透视图。
图8是图1所示第二级涡轮喷嘴的扇形区段的透视图。
图9是图8所示第二级涡轮喷嘴弧段的后支撑件的放大透视图。
图10是图9所示第二级涡轮喷嘴弧段中的一个喷嘴上的防转切向载荷止动件的放大透视图。
各幅图中的标号含义如下：2高压涡轮；4涡轮喷嘴；6中心轴线；9涡轮第二级转子叶片；10涡轮喷嘴弧段；14外壳；18涡轮第一级转子叶片；21向前的载荷面；22压力面；23吸力面；24外带部分；26内带部分；28翼型；29翼型壁；30挡板；33压力面边缘；35吸力面边缘；37岔开腔；39分叉肋；41前腔；43后腔；49中心平面；53前室；55后室；56径向间隙；57轴向间隙；58孔；60加强肋；62外表面；63方向；64压力面前角部；70冲击孔；73前挡板壁；75后挡板壁；76疏距垫块；77第一护罩支撑件；78外表面；79护罩支撑件/第二护罩支撑件；80冷却空气；82用过的叶片冲击空气；84薄膜冷却孔；86通道；89径向内侧的翼型圆角；90第一扩大部分；91径向外侧的翼型圆角；93第二扩大部分；97第一护罩；99第二护罩；100内侧；104外侧；105增压室；107前挂钩；108罩盖；109密封板；110单个短管；111内端；112环形增压室；113前端板；114冷却空气入口；115后端板；116凸缘；117出口孔；119供给管；120轮基；121管端盖；122前端；124顺时针打开的挂钩/第二挂钩；126逆时针打开的挂钩/第三挂钩；128后端；129后法兰；130螺栓；131前入口孔；132相邻喷嘴；133后入口孔；138顺时针端；140逆时针端；142法兰平面；144载荷止动件；150向后的载荷面；152后侧；LE前缘；TE后缘。
具体实施方式
在图1中显示了飞行器燃气涡轮发动机的高压涡轮2的代表性第二级涡轮喷嘴4。喷嘴4围绕着纵向或轴向中心轴线6来限定范围，并且包括环形外壳14，多个喷嘴弧段10悬臂式地安装在外壳14上。喷嘴弧段10布置在紧邻上游的一排高压涡轮第一级转子叶片18和紧邻下游的一排涡轮第二级转子叶片9之间。第一护罩97和第二护罩99包围了第一级涡轮转子叶片18和第二级涡轮转子叶片9，并分别由第一护罩支撑件77和第二护罩支撑件79支撑，这些支撑件从环形外壳14上径向向内地悬伸出来并与环形外壳14相连。喷嘴弧段10通过前挂钩107而钩在第一护罩支撑件77上，并从第二护罩支撑件79上悬伸出来。
图2显示了包括有单个中空叶片翼型28的一个喷嘴弧段10，该翼型28在弧形的径向上的外带部分24和内带部分26之间径向地延伸并与之整体式相连。翼型28具有压力面22和吸力面23，并在前缘LE和后缘TE之间轴向地延伸。各喷嘴弧段10均只有一个翼型28，其位于周向隔开的径向上的外带部分24和内带部分26的压力面边缘33和吸力面边缘35之间。喷嘴弧段10显示为一个整体部件，其由整体式的单个铸件制成。中空翼型28具有包围了由分叉肋39所形成的岔开腔37的翼型壁29，分叉肋39在压力面22和吸力面23之间延伸，并将腔37分成轴向上的前腔41和后腔43。
加强肋60从外带部分24的径向外表面62上径向向外地延伸出来，并从外带部分24的压力面前角部64处轴向地和周向地延伸到分叉肋39上。加强肋60和分叉肋39处于翼型28上的合成气体载荷的方向63上，并为喷嘴弧段10提供了显著的刚性。加强肋60在轴向和周向上与分叉肋39对齐。加强肋60和分叉肋39可视为基本上共面。这为喷嘴弧段10提供了刚性，并降低了其挠度。加强肋60还为防止翼型破裂提供了额外的安全性。
前挂钩107从外带部分24上向前延伸出来。径向内侧的翼型圆角89围绕着翼型28和内带部分26之间的连接处。在图4和5中显示了围绕着翼型28和外带部分24之间的连接处的径向外侧的翼型圆角91。该外侧翼型圆角91在前挂钩107之下具有第一扩大部分90，以便减小这个区域内的机械应力。外侧翼型圆角91在分叉肋39与翼型28的吸力面23相交处具有第二扩大部分93，以便减小这个区域内的机械应力。
沿翼型28向下延伸的分叉肋39提供了许多有益之处，包括有助于防止翼型圆角周围的疲劳裂纹扩散到肋上，因此翼型不会失效。这使得翼型壁29可以比传统的单腔设计更薄，这是因为分叉肋39所提供的支撑增强，使得沿着翼型28的压力面22的翼型壁29不容易膨胀。分叉肋39相对于翼型28的压力面22和吸力面23形成一定的角度，以允许将冲击-冷却用分叉***件或挡板装配到如图2和3所示的前腔41和后腔43中。
岔开腔37使得必须具有两个冲击-冷却用挡板。由于喷嘴弧段10的悬臂式设计，因此在第一级转子叶片18和第二级转子叶片9之间没有用于输送来自喷嘴弧段10的径向内侧100的冷却空气的通路。这样，这两个挡板都必须从喷嘴弧段的径向外侧104一侧来供给。这就存在着问题，因为在喷嘴外侧只存在有限的空间。如果从独立的短管处来供给，那么可以使用两个挡板，但是这种结构的装配较复杂，而且比使用单个短管来供给两个挡板具有更多的泄漏。
在图3，6和7中显示了设置在岔开腔37中的岔开的冲击挡板30。岔开的冲击挡板30具有轴向上的前室53和后室55，它们之间具有轴向延伸的轴向间隙57，前室53和后室55分别设置在前腔41和后腔43中。岔开的冲击挡板30具有封闭在增压室罩盖108内的增压室105，罩盖108显示为圆顶状，而增压室105设计成可通过单个冷却空气入口114从图1所示的喷嘴弧段10和环形外壳14之间的环形增压室112中接收冷却空气80至增压室105中。在冷却空气入口114中设有单个短管110。
再次参考图3，6和7，增压室罩盖108安装在密封板109上，前室53和后室55就安装在罩盖108上。冷却空气分别穿过密封板109中的前入口孔131和后入口孔133，并可对冷却空气进行计量。冷却空气通过前入口孔131和后入口孔133而分别流到前室53和后室55中。前端板113和后端板115盖住了前室53和后室55的径向内端111。前端板113具有出口孔117，级间密封腔的供给管119穿过该孔而设置，供给管119又被管端盖121密封。或者，级间腔的供给管也可设置成从后端板的出口孔中穿过。
前室53和后室55分别容纳在前腔41和后腔43中，分叉肋39设置在前、后室之间的间隙57中。在第二级涡轮喷嘴4的装配过程中，可使前室53和后室55滑入到岔开的冲击挡板30的前腔41和后腔43中。然后将岔开的冲击挡板30钎焊或焊接到喷嘴弧段10上的如图2和3所示的喷嘴弧段的凸缘116周围。岔开的冲击挡板30以及前腔41和后腔43之间的间隙57允许冲击挡板可跨在分叉肋39上。
进一步参见图3，6和7，分别穿过前室53和后室55的前挡板壁73和后挡板壁75的冲击孔70设计用于翼型壁29的冲击-冷却。前挡板壁73和后挡板壁75的外表面78上的疏距垫块76将岔开的冲击挡板30以及轴向上的前室53和后室55分别定位在岔开腔37以及前腔41和后腔43中，从而为翼型壁29提供良好的冲击-冷却效果。用过的叶片冲击空气82通过图2和8所示的薄膜冷却孔84从翼型壁29中排出。
分叉肋39具有至少一个从中穿过的交叉孔58，然而在图1和5所示喷嘴弧段10的代表性实施例中具有许多个的交叉孔58。这些交叉孔58允许大量的冷却空气80冲击到前缘LE上，而后通过从分叉肋39中穿过并经由翼型28的后缘TE中的涡流通道86离开翼型28来提供额外的冷却，如图3所示。分叉肋39中的交叉孔58允许大量的冷却空气80用来冷却翼型28的前缘LE和后缘TE。处于岔开的冲击挡板30和分叉肋39之间的径向延伸的径向间隙56也允许冷却空气80从前腔41穿到后腔43，以便冷却翼型28的前缘LE和后缘TE。在喷嘴弧段的一些实施例中，这就使得可以不使用交叉孔58。交叉孔58还能提高生产能力，因为其允许使用单个铸芯。可采用石英棒来形成交叉孔58并为铸芯提供刚度。可在翼型28的周围涂覆热障涂层(TBC)，以便实现比多翼型叶片部段通常所具备的更佳覆盖率和更大的方便性。单个翼型叶片部段提供了在发动机中仅更换单个翼型的灵活性，这例如在与会在翼型上引起热纹的燃料喷嘴有关的问题下是很有利的。这些热纹通常只会损坏一个翼型。
喷嘴弧段10通过外带部分24而从环形外壳14上悬伸出来。翼型28具有较高的扭转角，其导致在合成气体载荷的方向63上的合成气体载荷矢量落在外带部分24上的喷嘴弧段10的后端128处的轮基(wheelbase)120之外，如图2所示。轮基120通常是外带部分24上的喷嘴弧段10的后端128处的轴向向后的载荷面150。加强肋60和分叉肋39显示为围绕着中心平面49而基本上居中，该中心平面49落在轮基120之外。这会导致喷嘴弧段10趋向于绕垂直于中心轴线6的径向线旋转，并使得单个翼型喷嘴弧段的安装和密封变得困难。进一步参考图1和8，喷嘴弧段10通过位于外带部分24的前端122处的前挂钩107以及顺时针和逆时针打开的第二挂钩124和第三挂钩126来定位，第二挂钩124和第三挂钩126分别位于外带部分24的后端128处的顺时针端部138和逆时针端部140上。
参见图8-10，各喷嘴弧段10的第二挂钩124和第三挂钩126显示为外带部分24的后端128处的后法兰129的一部分。顺时针打开的第二挂钩124与从第二护罩支撑件79上轴向向前延伸出的螺栓130接合。喷嘴弧段10中的相邻那个喷嘴132的逆时针打开的第三挂钩126与位于后法兰129的顺时针端部138处的径向向外的法兰平面142相接合，顺时针打开的第二挂钩124就位于该端部上。顺时针打开的第二挂钩124和逆时针打开的第三挂钩126以及螺栓130均为矩形。顺时针打开的第二挂钩124为C形，逆时针打开的第三挂钩126为搭接钩，其与后法兰129的顺时针端部138搭接，从而靠在径向向外的法兰平面142上。
顺时针打开的第二挂钩124和逆时针打开的第三挂钩126相对于从前向后看的视图而顺时针和逆时针定位在喷嘴弧段上，但如果合成气体载荷矢量和方向63相对于从前向后看的视图沿逆时针方向倾斜，那么这些挂钩也可以是相对于从后向前看的视图而顺时针和逆时针定位在喷嘴弧段上。
通过载荷止动件144可至少部分地防止喷嘴弧段10围绕垂直于中心轴线6的径向线旋转，载荷止动件144从外带部分24上径向向外延伸，并与喷嘴弧段10中的相邻那个喷嘴132的逆时针打开的第三挂钩126上的轴向向前的载荷面21相接合。载荷止动件144可以抵抗由离开后法兰129的后侧152上的轴向向后的载荷面150的轮基的气体载荷之和所引起的扭矩。这样，整个涡轮喷嘴组件就可保持平衡。涡轮喷嘴4被径向地装配，这就考虑到了这些特征构件的轴向重叠。载荷止动件144和向后的载荷面150可在同一机加工装置中精确地生产出来。这允许轴向载荷面用作喷嘴后端处的泄漏控制程度很高的气封。挂钩、螺栓和止动件也可在具有超过一个翼型的喷嘴弧段10上使用，尤其是如果合成气体载荷落在外带部分上的喷嘴弧段10的轮基之外时。
在上文中已经通过示例性方式介绍了本发明。应当理解，所使用的术语只是说明性而非限制性的。虽然在本文中已经介绍了被认为是本发明的优选和代表性的实施例，然而本领域的技术人员可从本文所授内容中明了本发明的其它修改，因此，在所附权利要求中希望保护属于本发明的精神实质和范围内所有的这些修改。
因此，希望由美国专利证书所保护的本发明由所附权利要求限定。

Claims (20)

1.一种涡轮喷嘴弧段，包括：
在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，
所述翼型位于所述径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，
所述翼型具有带压力面和吸力面的翼型壁，所述压力面和吸力面在所述翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，
所述翼型壁围起了岔开的腔，和
延伸穿过所述岔开腔并在所述翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将所述岔开腔分成前腔和后腔，
其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括与所述分叉肋轴向且周向地对齐的加强肋，其从所述外带部分的径向外表面上并沿所述外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从所述外带部分的压力面前角部延伸到所述分叉肋上。
2.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括多个穿过所述分叉肋的交叉孔。
3.一种涡轮喷嘴弧段，包括：
在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，
所述翼型位于所述径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，
所述翼型具有带压力面和吸力面的翼型壁，所述压力面和吸力面在所述翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，
所述翼型壁围起了岔开的腔，和
延伸穿过所述岔开腔并在所述翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将所述岔开腔分成前腔和后腔，
其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括与所述翼型上的合成气体载荷的方向对齐的加强肋，其从所述外带部分的径向外表面上并沿所述外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从所述外带部分的压力面前角部延伸到所述分叉肋上。
4.一种涡轮喷嘴弧段，包括：
在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，
所述翼型位于所述径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，
所述翼型具有带压力面和吸力面的翼型壁，所述压力面和吸力面在所述翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，
所述翼型壁围起了岔开的腔，和
延伸穿过所述岔开腔并在所述翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将所述岔开腔分成前腔和后腔，
其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括围绕着所述翼型和外带部分之间的连接处的翼型圆角，以及位于所述分叉肋与所述翼型的吸力面相交处的所述翼型圆角的扩大部分，
加强肋，其从所述外带部分的径向外表面上并沿所述外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从所述外带部分的压力面前角部延伸到所述分叉肋上。
5.根据权利要求4所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述加强肋在轴向和周向上与所述分叉肋对齐。
6.根据权利要求5所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括多个穿过所述分叉肋的交叉孔。
7.根据权利要求4所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述加强肋与所述翼型上的合成气体载荷的方向对齐。
8.根据权利要求7所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述加强肋在轴向和周向上与所述分叉肋对齐。
9.根据权利要求8所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括多个穿过所述分叉肋的交叉孔。
10.一种涡轮喷嘴弧段，包括：
在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，
所述翼型位于所述径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，
所述翼型具有带压力面和吸力面的翼型壁，所述压力面和吸力面在所述翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，
所述翼型壁围起了岔开的腔，和
延伸穿过所述岔开腔并在所述翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将所述岔开腔分成前腔和后腔，
其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括加强肋，其从所述外带部分的径向外表面上并沿所述外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从所述外带部分的压力面前角部延伸到所述分叉肋上，以及
所述中空翼型、外带部分和内带部分、分叉肋以及加强肋形成一体，并由整体式的单件铸件制成。
11.根据权利要求10所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括多个穿过所述分叉肋的交叉孔。
12.根据权利要求11所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述加强肋在轴向和周向上与所述分叉肋对齐。
13.根据权利要求12所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述加强肋与所述翼型上的合成气体载荷的方向对齐。
14.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括围绕着所述翼型和所述外带部分之间连接处的翼型圆角，以及位于所述分叉肋与所述翼型的吸力面相交处的所述翼型圆角的扩大部分。
15.一种涡轮喷嘴弧段，包括：
在径向上的外带部分和内带部分之间径向地延伸的单个中空翼型，
所述翼型位于所述径向上的外带部分和内带部分的周向隔开的压力面边缘和吸力面边缘之间，
所述翼型具有带压力面和吸力面的翼型壁，所述压力面和吸力面在所述翼型的前缘和后缘之间轴向延伸，
所述翼型壁围起了岔开的腔，和
延伸穿过所述岔开腔并在所述翼型壁的压力面和吸力面之间延伸的分叉肋，其将所述岔开腔分成前腔和后腔，
其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括加强肋，其从所述外带部分的径向外表面上并沿所述外表面径向向外地延伸，并且在轴向及周向上从所述外带部分的压力面前角部延伸到所述分叉肋上，以及
所述加强肋和分叉肋相对于中心平面基本上居中，所述中心平面落在所述喷嘴弧段的所述外带部分的后端处的轮基之外。
16.根据权利要求15所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述中空翼型、外带部分和内带部分、分叉肋以及加强肋形成一体，并由整体式的单件铸件制成。
17.根据权利要求16所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括多个穿过所述分叉肋的交叉孔。
18.根据权利要求17所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述加强肋在轴向和周向上与所述分叉肋对齐。
19.根据权利要求18所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述加强肋与所述翼型上的合成气体载荷的方向对齐。
20.根据权利要求19所述的涡轮喷嘴弧段，其特征在于，所述涡轮喷嘴弧段还包括围绕着所述翼型和所述外带部分之间连接处的翼型圆角，以及位于所述分叉肋与所述翼型的吸力面相交处的所述翼型圆角的扩大部分。
CNB2004100082385A 2003-02-27 2004-02-27 具有单岔开腔的中空叶片的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴弧段 Expired - Lifetime CN100347411C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/375,585 US6969233B2 (en) 2003-02-27 2003-02-27 Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity
US10/375585 2003-02-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1526918A CN1526918A (zh) 2004-09-08
CN100347411C true CN100347411C (zh) 2007-11-07

Family

ID=32771465

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2004100082385A Expired - Lifetime CN100347411C (zh) 2003-02-27 2004-02-27 具有单岔开腔的中空叶片的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴弧段

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6969233B2 (zh)
EP (1) EP1452689B1 (zh)
JP (1) JP4000121B2 (zh)
CN (1) CN100347411C (zh)
DE (1) DE602004001069T2 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU199563U1 (ru) * 2020-03-04 2020-09-08 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Блок охлаждаемых лопаток турбины ГТД с охлаждаемой несимметричной торцевой полкой

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7360988B2 (en) * 2005-12-08 2008-04-22 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
GB2436597A (en) * 2006-03-27 2007-10-03 Alstom Technology Ltd Turbine blade and diaphragm
US8668437B1 (en) 2006-09-22 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Turbine engine cooling fluid feed system
US8096755B2 (en) * 2006-12-21 2012-01-17 General Electric Company Crowned rails for supporting arcuate components
US7798775B2 (en) * 2006-12-21 2010-09-21 General Electric Company Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue
FR2925572B1 (fr) * 2007-12-24 2010-02-12 Snecma Services Procede de choix d'un arrangement de secteurs pour un distributeur pour turbomachine
US7740066B2 (en) * 2008-01-25 2010-06-22 Halliburton Energy Services, Inc. Additives for high alumina cements and associated methods
US20090274562A1 (en) * 2008-05-02 2009-11-05 United Technologies Corporation Coated turbine-stage nozzle segments
US20090293495A1 (en) * 2008-05-29 2009-12-03 General Electric Company Turbine airfoil with metered cooling cavity
US8511969B2 (en) 2009-10-01 2013-08-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine vane with multiple air chambers
CN102182519B (zh) * 2011-03-24 2013-11-06 西安交通大学 汽轮机静叶自射流二次流控制结构
US8651799B2 (en) 2011-06-02 2014-02-18 General Electric Company Turbine nozzle slashface cooling holes
US8978388B2 (en) * 2011-06-03 2015-03-17 General Electric Company Load member for transition duct in turbine system
EP2626519A1 (en) 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
US9024226B2 (en) * 2012-02-15 2015-05-05 United Technologies Corporation EDM method for multi-lobed cooling hole
US9151164B2 (en) 2012-03-21 2015-10-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual-use of cooling air for turbine vane and method
US20140075947A1 (en) * 2012-09-18 2014-03-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling circuit
CN103775136B (zh) * 2012-10-23 2015-06-10 中航商用航空发动机有限责任公司 一种叶片
ITCO20120059A1 (it) * 2012-12-13 2014-06-14 Nuovo Pignone Srl Metodi per produrre pale cave sagomate in 3d di turbomacchine mediante produzione additiva, pale cave di turbomacchina e turbomacchine
US9120144B2 (en) 2013-02-06 2015-09-01 Siemens Aktiengesellschaft Casting core for twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib
US9057276B2 (en) 2013-02-06 2015-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib
US20140356155A1 (en) 2013-06-03 2014-12-04 General Electric Company Nozzle Insert Rib Cap
US10822976B2 (en) * 2013-06-03 2020-11-03 General Electric Company Nozzle insert rib cap
US10145245B2 (en) * 2013-09-24 2018-12-04 United Technologies Corporation Bonded multi-piece gas turbine engine component
US10253986B2 (en) * 2015-09-08 2019-04-09 General Electric Company Article and method of forming an article
US10428659B2 (en) 2015-12-21 2019-10-01 United Technologies Corporation Crossover hole configuration for a flowpath component in a gas turbine engine
US20170350597A1 (en) * 2016-06-07 2017-12-07 General Electric Company Heat transfer device, turbomachine casing and related storage medium
US10669861B2 (en) * 2017-02-15 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Airfoil cooling structure
GB2559739A (en) * 2017-02-15 2018-08-22 Rolls Royce Plc Stator vane section
JP6906332B2 (ja) * 2017-03-10 2021-07-21 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
US10422236B2 (en) * 2017-08-03 2019-09-24 General Electric Company Turbine nozzle with stress-relieving pocket
US10655485B2 (en) * 2017-08-03 2020-05-19 General Electric Company Stress-relieving pocket in turbine nozzle with airfoil rib
US10865650B2 (en) * 2017-09-12 2020-12-15 Raytheon Technologies Corporation Stator vane support with anti-rotation features
US10837293B2 (en) 2018-07-19 2020-11-17 General Electric Company Airfoil with tunable cooling configuration
US11078844B2 (en) 2018-11-21 2021-08-03 Raytheon Technologies Corporation Thermal gradient reducing device for gas turbine engine component
US11187092B2 (en) * 2019-05-17 2021-11-30 Raytheon Technologies Corporation Vane forward rail for gas turbine engine assembly
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
FR3116861B1 (fr) * 2020-11-27 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Dispositif et procede de controle des secteurs pour l’assemblage de distributeurs d’une turbine
JP7460510B2 (ja) 2020-12-09 2024-04-02 三菱重工航空エンジン株式会社 静翼セグメント

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3807892A (en) * 1972-01-18 1974-04-30 Bbc Sulzer Turbomaschinen Cooled guide blade for a gas turbine
US4257734A (en) * 1978-03-22 1981-03-24 Rolls-Royce Limited Guide vanes for gas turbine engines
EP0392664A2 (en) * 1989-03-13 1990-10-17 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooled turbine blade and combined cycle power plant having gas turbine with this cooled turbine blade
US5253976A (en) * 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US5820336A (en) * 1994-11-11 1998-10-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine stationary blade unit
EP1043479A2 (en) * 1999-04-06 2000-10-11 General Electric Company Internally grooved turbine wall

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540810A (en) * 1966-03-17 1970-11-17 Gen Electric Slanted partition for hollow airfoil vane insert
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
US4153386A (en) * 1974-12-11 1979-05-08 United Technologies Corporation Air cooled turbine vanes
US4297077A (en) * 1979-07-09 1981-10-27 Westinghouse Electric Corp. Cooled turbine vane
US5090866A (en) * 1990-08-27 1992-02-25 United Technologies Corporation High temperature leading edge vane insert
US5591002A (en) 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
US5516260A (en) * 1994-10-07 1996-05-14 General Electric Company Bonded turbine airfuel with floating wall cooling insert
US5662160A (en) * 1995-10-12 1997-09-02 General Electric Co. Turbine nozzle and related casting method for optimal fillet wall thickness control
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
US5813832A (en) * 1996-12-05 1998-09-29 General Electric Company Turbine engine vane segment
US6453814B2 (en) * 1998-05-27 2002-09-24 Martin Christian Oepen Device and process for transverse sizing of printed products
US6158955A (en) * 1999-06-03 2000-12-12 General Electric Company Welding method and assembly therefor
US6227798B1 (en) * 1999-11-30 2001-05-08 General Electric Company Turbine nozzle segment band cooling
US6375415B1 (en) * 2000-04-25 2002-04-23 General Electric Company Hook support for a closed circuit fluid cooled gas turbine nozzle stage segment
US6468031B1 (en) * 2000-05-16 2002-10-22 General Electric Company Nozzle cavity impingement/area reduction insert
US6435814B1 (en) 2000-05-16 2002-08-20 General Electric Company Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil
US6382906B1 (en) * 2000-06-16 2002-05-07 General Electric Company Floating spoolie cup impingement baffle
US6494677B1 (en) * 2001-01-29 2002-12-17 General Electric Company Turbine nozzle segment and method of repairing same
US6921246B2 (en) * 2002-12-20 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3807892A (en) * 1972-01-18 1974-04-30 Bbc Sulzer Turbomaschinen Cooled guide blade for a gas turbine
US4257734A (en) * 1978-03-22 1981-03-24 Rolls-Royce Limited Guide vanes for gas turbine engines
EP0392664A2 (en) * 1989-03-13 1990-10-17 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooled turbine blade and combined cycle power plant having gas turbine with this cooled turbine blade
US5253976A (en) * 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US5820336A (en) * 1994-11-11 1998-10-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine stationary blade unit
EP1043479A2 (en) * 1999-04-06 2000-10-11 General Electric Company Internally grooved turbine wall

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU199563U1 (ru) * 2020-03-04 2020-09-08 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Блок охлаждаемых лопаток турбины ГТД с охлаждаемой несимметричной торцевой полкой

Also Published As

Publication number Publication date
DE602004001069D1 (de) 2006-07-20
JP2004257392A (ja) 2004-09-16
EP1452689B1 (en) 2006-06-07
EP1452689A1 (en) 2004-09-01
US6969233B2 (en) 2005-11-29
DE602004001069T2 (de) 2006-12-28
JP4000121B2 (ja) 2007-10-31
CN1526918A (zh) 2004-09-08
US20040170499A1 (en) 2004-09-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100347411C (zh) 具有单岔开腔的中空叶片的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴弧段
CN1525048B (zh) 燃气轮机发动机涡轮机喷嘴分叉冲击隔板
EP1452693B1 (en) Turbine nozzle segment cantilevered mount
US7470113B2 (en) Split knife edge seals
US7008178B2 (en) Inboard cooled nozzle doublet
US6983608B2 (en) Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
EP1927725B1 (en) System to facilitate preferentially distributed recuperated film cooling of turbine shroud assembly
US20170183971A1 (en) Tip shrouded turbine rotor blades
JP6669484B2 (ja) ガスタービンにおける流路境界及びロータ組立体
US11085308B2 (en) Compressor aerofoil
CN111433438B (zh) 用于燃气涡轮发动机的隔热罩
CN111406147B (zh) 内部冷却型涡轮机械部件
US11486252B2 (en) Rotor disc with axial retention of the blades, assembly of a disc and a ring, and turbomachine
CN113710875B (zh) 涡轮发动机叶片、相关涡轮发动机分配器和涡轮发动机

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CX01 Expiry of patent term

Granted publication date: 20071107

CX01 Expiry of patent term