RU2444634C2 - Стенка компонента газотурбинного двигателя - Google Patents

Стенка компонента газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2444634C2
RU2444634C2 RU2007132534/06A RU2007132534A RU2444634C2 RU 2444634 C2 RU2444634 C2 RU 2444634C2 RU 2007132534/06 A RU2007132534/06 A RU 2007132534/06A RU 2007132534 A RU2007132534 A RU 2007132534A RU 2444634 C2 RU2444634 C2 RU 2444634C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
groove
substrate
gas turbine
side wall
Prior art date
Application number
RU2007132534/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007132534A (ru
Inventor
Рональд Скотт БАНКЕР (US)
Рональд Скотт БАНКЕР
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 RU2007132534A publication Critical patent/RU2007132534A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2444634C2 publication Critical patent/RU2444634C2/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
    • 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
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24273—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including aperture
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24273—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including aperture
    • Y10T428/24298—Noncircular aperture [e.g., slit, diamond, rectangular, etc.]
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24273—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including aperture
    • Y10T428/24322—Composite web or sheet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Processing Of Stones Or Stones Resemblance Materials (AREA)
  • Structure Of Printed Boards (AREA)

Abstract

Стенка компонента газотурбинного двигателя включает подложку с первой и второй поверхностью, паз и множество проходных отверстий. Паз расположен во второй поверхности и имеет нижнюю поверхность, параллельную второй поверхности, первую боковую стенку и вторую боковую стенку. Первая боковая стенка паза перпендикулярна второй поверхности и содержит множество частей со скошенным краем, связанных со второй поверхностью и нижней поверхностью. Проходные отверстия проходят через подложку от первой поверхности к нижней поверхности и выстроены в пазу таким образом, что часть со скошенным краем расположена между двумя проходными отверстиями. Изобретение позволяет повысить эффективность пленочного охлаждения. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Настоящее изобретение в основном относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к стенкам с пазом с пленочным охлаждением в них, например, находящимся в лопатках ротора, лопатках статора, жаровых трубах и выхлопных соплах.
Газотурбинные двигатели включают в себя компрессор для сжатия окружающего потока воздуха, который затем смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется для формирования горячих газов сгорания. Эти горячие газы сгорания текут, например, по лопаткам ротора, лопаткам статора и выхлопным соплам. Чтобы обеспечить надлежащий срок службы этих компонентов, они должны надлежащим образом охлаждаться. Например, лопатка ротора или лопатка статора включает в себя полый профиль, причем внешняя сторона профиля находится в контакте с газами сгорания, а внутренняя сторона профиля обеспечивается охлаждающим воздухом для охлаждения профиля. В стенке профиля обычно выполняют проходящие через нее отверстия для пленочного охлаждения, чтобы направлять охлаждающий воздух через стенку для выпуска на внешнюю сторону профиля для образования воздуха для пленочного охлаждения для защиты профиля от горячих газов сгорания. Один пример такой конструкции раскрыт в патенте США №5651662, который является ближайшим аналогом заявленного изобретения,
Чтобы воспрепятствовать газам сгорания течь обратно в профиль через отверстия для пленочного охлаждения, давление охлаждающего воздуха внутри профиля поддерживается на большем уровне, чем давление газов сгорания снаружи профиля. Отношение давления внутри профиля к давлению снаружи профиля обычно называется границей обратного потока. Кроме того, отношение массовой скорости охлаждающего воздуха (произведения скорости воздуха и плотности) к массовой скорости горячих газов сгорания вдоль внешней стороны профиля иногда называется соотношением обдува.
Производительность пленочного охлаждения может быть охарактеризована несколькими способами. Например, один важный показатель производительности определяется эффективностью пленочного охлаждения адиабатической стенки, которая в дальнейшем называется эффективностью охлаждения. Этот специальный параметр связан с концентрацией текучей среды пленочного охлаждения на охлаждаемой поверхности. В основном, чем больше эффективность охлаждения, тем более эффективно может быть охлаждена поверхность. Уменьшение эффективности охлаждения приводит к тому, что должны использоваться большие количества охлаждающего воздуха для поддержания некоторой охлаждающей способности, что в свою очередь отводит воздух от зоны сгорания. Этот отвод воздуха может привести к таким проблемам, как большее загрязнение воздуха вследствие неидеального сгорания и менее эффективная работа двигателя.
В соответствии с этим имеется постоянная потребность в улучшенных стенках с пленочным охлаждением для увеличения эффективности охлаждения.
Согласно изобретению предложены стенки компонента газотурбинного двигателя, имеющие стенку с пазом с пленочным охлаждением, и способы производства стенок компонента газотурбинного двигателя.
Согласно объекту изобретения создана стенка компонента газотурбинного двигателя, содержащая подложку, имеющую первую поверхность и вторую поверхность; паз, расположенный во второй поверхности и имеющий нижнюю поверхность, по существу параллельную второй поверхности, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, причем первая боковая стенка по существу перпендикулярна второй поверхности и содержит множество частей со скошенным краем, физически связанных со второй поверхностью и нижней поверхностью; и множество проходных отверстий, проходящих через подложку от первой поверхности к нижней поверхности, причем множество проходных отверстий выстроено в пазу таким образом, что, по меньшей мере, одна часть со скошенным краем расположена между двумя проходными отверстиями.
Очевидно, что вышеописанная конструкция стенки компонента газотурбинного двигателя позволяет достичь технический результат, заключающийся в увеличении эффективности охлаждения.
Предпочтительно, вторая боковая стенка по существу перпендикулярна второй поверхности.
Предпочтительно, по меньшей мере, одно проходное отверстие из множества проходных отверстий имеет форму диффузора.
Предпочтительно, множество проходных отверстий проходит через подложку под углом.
Предпочтительно, угол составляет от приблизительно 10 градусов до приблизительно 60 градусов.
Предпочтительно, угол составляет от приблизительно 20 градусов до приблизительно 40 градусов.
Предпочтительно, первая поверхность и вторая поверхность находятся друг напротив друга и являются параллельными друг другу.
Предпочтительно, подложка выполнены из керамики или материала на основе металла.
Предпочтительно, части со скошенным краем имеют форму, выбранную из группы, состоящей из формы "ласточкина хвоста", формы наклонной буквы V и наклонной прямоугольной формы.
Как вариант, стенка компонента газотурбинного двигателя может содержать подложку, имеющую первую поверхность и вторую поверхность; систему покрытия, создающего тепловой барьер, расположенную на второй поверхности; паз, расположенный в системе покрытия, создающего тепловой барьер, и имеющий нижнюю поверхность, по существу параллельную второй поверхности, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, причем первая боковая стенка по существу перпендикулярна второй поверхности и содержит множество частей со скошенным краем, физически связанных с системой покрытия, создающего тепловой барьер, и нижней поверхностью; и множество проходных отверстий, проходящих через подложку от первой поверхности до нижней поверхности, причем множество проходных отверстий выстроено в пазу таким образом, что, по меньшей мере, одна часть со скошенным краем расположена между двумя проходными отверстиями.
Способ изготовления указанной стенки компонента газотурбинного двигателя содержит этапы, на которых формируют щель во второй поверхности подложки таким образом, что щель имеет нижнюю поверхность, по существу параллельную второй поверхности, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, причем первая боковая стенка по существу перпендикулярна второй поверхности и содержит множество частей со скошенным краем, физически соединенных со второй поверхностью и нижней поверхностью; и формируют множество проходных отверстий через подложку от первой поверхности до дна щели таким образом, что множество проходных отверстий выстроено в пределах паза таким образом, что, по меньшей мере, одна часть со скошенным краем расположена между двумя проходными отверстиями.
Описанные выше и другие признаки проиллюстрированы посредством прилагаемых чертежей и подробного описания изобретения.
На иллюстративных чертежах аналогичные элементы обозначены одинаковыми ссылочными позициями. На чертежах:
фиг.1 - вид в перспективе варианта воплощения стенки компонента газотурбинного двигателя, имеющей стенку с пазом с пленочным охлаждением; и
фиг.2 - вид в перспективе варианта воплощения стенки компонента газотурбинного двигателя, имеющей стенку с пазом с пленочным охлаждением, содержащую систему покрытия, создающего тепловой барьер.
В данном описании раскрыты стенки компонента газотурбинного двигателя, имеющие стенку с пазом с пленочным охлаждением. Для простоты описания в дальнейшем дается ссылка на компоненты газотурбинного двигателя (например, лопатки ротора, лопатки статора, жаровые трубы, выхлопные сопла и т.п.) с учетом того, что это изобретение может быть легко применено к другим стенкам компонента газотурбинного двигателя. Как будет описано более подробно, стенка компонента газотурбинного двигателя содержит множество проходных отверстий, проходящих через подложку от первой поверхности подложки к нижней поверхности паза (впадины), расположенной на второй поверхности подложки. Множество проходных отверстий выстроено в пазу таким образом, что, по меньшей мере, одна часть со скошенным краем боковой стенки паза расположена между двумя проходными отверстиями. Остальные части боковой стенки по существу перпендикулярны второй поверхности. Было обнаружено, что с помощью раскрытой стенки компонента газотурбинного двигателя может быть реализована улучшенная производительность с точки зрения как охлаждения, так и аэродинамики по сравнению с существующими стенками компонента газотурбинного двигателя с пленочным охлаждением.
В последующем описании термин "по существу перпендикулярный" используется для обозначения признака, описываемого как "образующий от 0 градусов до приблизительно 25 градусов с перпендикуляром к другой поверхности". Аналогично, термин "по существу параллельный" используется для обозначения признака, описываемого как "образующий от 0 градусов до приблизительно 10 градусов с параллелью к другой поверхности". Также направление "выше по потоку" обозначает направление, от которого приходит местный поток, в то время как направление "ниже по потоку" обозначает направление, в котором движется местный поток.
На фиг.1 проиллюстрирована стенка 10 компонента газотурбинного двигателя. Стенка 10 содержит подложку 12, имеющую первую поверхность 14 и вторую поверхность 16. Первая поверхность 14 может также называться "холодной" поверхностью, а вторая поверхность 16 может называться "горячей" поверхностью, так как при эксплуатации вторая поверхность 16 обычно подвергается относительно более высоким температурам, чем первая поверхность 14. Например, в случае компонентов газотурбинного двигателя вторая поверхность 16 может быть подвергнута воздействию газов, имеющих температуру, по меньшей мере, около 1000°С. В этом диапазоне температуры могут даже достигать 2000°С при обычных температурах от приблизительно 1000°С до приблизительно 1600°С.
Материал подложки 12 может меняться в зависимости от применения. Например, для компонентов газотурбинного двигателя подложка 12 содержит материал, который устойчив к желаемым эксплуатационным условиям. Подходящие материалы включают в себя, но не ограничиваясь ими, керамику и материалы на основе металла. Не ограничивающие примеры металлов включают в себя: сталь; тугоплавкие металлы, например титан; и жаропрочные сплавы на основе никеля, кобальта или железа. Однако следует понимать, что предполагаются другие варианты воплощения, в которых свойство паза со скошенной частью стенки используется как аэродинамическое, а не охлаждающее свойство, при этом подложка 12 также может содержать материал, который допускает более низкие тепловые нагрузки, чем упомянутые выше. Например, подложка 12 может содержать алюминий.
В одном варианте воплощения первая поверхность 14 подложки 12 находится напротив второй поверхности 16 подложки 12. Например, первая поверхность 14 и вторая поверхность 16 могут быть параллельными друг другу. Во второй поверхности 16 расположен паз 22, который также можно назвать впадиной. Паз 22 может проходить на всю длину второй поверхности 16 или по части второй поверхности 16. Паз 22 содержит первую боковую стенку 24, вторую боковую стенку 26 и нижнюю поверхность 28. Нижняя поверхность 28 по существу параллельна второй поверхности 16. В одном варианте воплощения вторая боковая стенка 26 может быть по существу перпендикулярна второй поверхности 16. Первая боковая стенка 24 по существу перпендикулярна второй поверхности 16, и также содержит множество частей 30 со скошенным краем. Следует отметить, что первая боковая стенка 24 находится ниже по потоку от второй боковой стенки 26 с точки зрения потока текучей среды при эксплуатации.
Часть 30 со скошенным краем включает в себя наклонную поверхность, физически связанную со второй поверхностью 16 и нижней поверхностью 28 паза 22. Хотя форма части 30 со скошенным краем изменяется в зависимости от применения, форма подходит для удерживания охлаждающей текучей среды (например, воздуха) на второй поверхности 16 при эксплуатации. Кроме того, часть 30 со скошенным краем может иметь форму, подходящую для распространения охлаждающей текучей среды в сторону на вторую поверхность 16 при эксплуатации. Форма каждой части со скошенным краем может быть такой же, как другие, или отличаться от других. Подходящие формы включают в себя, но без ограничения, наклонную форму "ласточкина хвоста" (или диффузора, или веера), наклонную форму буквы V и наклонную прямоугольную форму. Кроме того края форм могут быть острыми или скругленными в различной степени. Паз 22, в том числе части 30 со скошенным краем, может быть сформирован любым подходящим способом, в том числе, но не ограничиваясь ими, механической обработкой с помощью лазера или водяной струи.
Множество проходных отверстий 32 отстоят друг от друга по длине и проходят через подложку 12 от первой поверхности 14 подложки к нижней поверхности 28 паза 22. В одном варианте воплощения проходные отверстия 32 наклонены, то есть проходят через подложку под углом. Например, проходные отверстия 32 могут быть наклонены под углом от приблизительно 10 градусов до приблизительно 60 градусов, и особенно под углом от приблизительно 20 градусов до приблизительно 40 градусов. Форма компонента, его требования к охлаждению и т.п. определяют конкретный угол проходных отверстий 32. Расположение проходных отверстий под углом через подложку успешно сокращает выпуск воздуха, тем самым улучшая эффективность пленочного охлаждения.
Диаметр проходных отверстий 32 может быть одинаковым или, в качестве альтернативы, может изменяться. Например, в одном варианте воплощения горловина 34 каждого проходного отверстия 32 является по существу цилиндрической, а зона 36 выхода проходного отверстия 32 может иметь форму эллипса, диффузора или любую другую подходящую геометрию. Зона 36 выхода проходного отверстия 32 является зоной, в которой проходное отверстие 32 заканчивается на нижней поверхности 28 паза 22. Подходящий пример отверстия в форме диффузора включает в себя отверстия, проиллюстрированные и описанные в патенте США 6234755, полное содержание которого включено сюда посредством ссылки.
Множество проходных отверстий 32 выстроены в пазу 22 таким образом, что, по меньшей мере, одна часть 30 со скошенным краем первой боковой стенки 24 расположена между двумя отверстиями 32. Эта конфигурация с преимуществом позволяет по существу перпендикулярной части первой боковой стенки служить в качестве средства заграждения, заставляющего охлаждающую текучую среду рассеиваться в стороны в пазу 22 при эксплуатации. Также часть 30 со скошенным краем позволяет охлаждающей текучей среде удерживаться около второй поверхности 16, также рассеивая охлаждающую текучую среду в стороны на вторую поверхность 16 при эксплуатации. Комбинация функции заграждения с функцией рассеивания потока текучей среды успешно увеличивает производительность с точки зрения как охлаждения, так и аэродинамики по сравнению с существующими стенками компонента газотурбинного двигателя с пленочным охлаждением.
При эксплуатации охлаждающая текучая среда, такая как сжатый воздух, движется из источника, имеющего канал текучей среды с первой поверхностью 12, в паз 22. Охлаждающая текучая среда проиллюстрирована, например, стрелками 38. Охлаждающая текучая среда, выходящая из зоны 36 выхода проходных отверстий 32, по существу блокируется посредством по существу перпендикулярных частей первой боковой стенки 24, что заставляет охлаждающую текучую среду рассеиваться в стороны в пазу 22. Однако, как проиллюстрировано, некоторая часть охлаждающей текучей среды может двигаться по первой боковой стенке 24. Части 30 со скошенным краем успешно позволяют охлаждающей текучей среде перемещаться от паза 22 ко второй поверхности 16, так что охлаждающая текучая среда удерживается около второй поверхности 16. Кроме того, часть 30 со скошенным краем распространяет охлаждающий воздух в стороны на вторую поверхность 16. Линии 40 представляют собой горячие выхлопные газы, текущие по охлаждающей текучей среде на второй поверхности 16. Охлаждающая текучая среда формирует охлаждающую пленку на второй поверхности 16, которая служит для, по меньшей мере, сокращения падающего теплового потока, достигающего второй поверхности 16.
На фиг.2 проиллюстрирована стенка 50 компонента газотурбинного двигателя. Стенка 50 содержит подложку 12, имеющую первую поверхность 14 и вторую поверхность 16. Дополнительная система 18 покрытия, создающего тепловой барьер, расположена на второй поверхности 16 для защиты второй поверхности 16 от коррозии и/или для увеличения рабочей температуры, которой подложка 12 может быть подвергнута, а так же для защиты необязательного дополнительного скрепляющего слоя 20 от окисления. Следует понимать, что хотя система 18 покрытия, создающего тепловой барьер, проиллюстрирована как единственный слой, система 18 покрытия, создающего тепловой барьер, может содержать несколько слоев. В многослойной системе покрытия, создающего тепловой барьер, каждый слой может содержать аналогичные или различные составы по сравнению с другими слоями. Кроме того, толщина каждого слоя может быть одинаковой или различной.
Система 18 покрытия, создающего тепловой барьер, может быть непосредственно скреплена со второй поверхностью 16 в некоторых вариантах воплощения, или может использоваться необязательный дополнительный скрепляющий слой 20 для улучшения прилипания системы 18 покрытия, создающего тепловой барьер, к подложке 12. Скрепляющий слой 20 может быть нанесен с помощью разнообразных технологий, в том числе, но не ограничиваясь ими, с помощью физического осаждения (конденсации) из газовой фазы, химического осаждения из газовой фазы или процесса термического распыления. Примеры процессов термического распыления включают в себя, но не ограничиваясь ими, вакуумное плазменное осаждение, высокоскоростное газопламенное напыление и воздушно-плазменное напыление. Также могут использоваться комбинации технологий термического распыления и химического осаждения из газовой фазы.
В одном варианте воплощения скрепляющий слой 20 сформирован из материала, содержащего сплав "MCrAlY", где "М" представляет собой железо, никель или кобальт. В других вариантах воплощения скрепляющий слой 20 содержит материал алюминид или благородный металл - алюминид (например, платина-алюминид). Затем на скрепляющий слой 20 может быть нанесена система 18 покрытия, создающего тепловой барьер. В случае турбинных профилей система 18 покрытия, создающего тепловой барьер, может представлять собой материал на основе диоксида циркония, стабилизированный оксидом, например оксидом иттрия. Система 18 покрытия, создающего тепловой барьер, может быть нанесена с помощью разнообразных технологий, в том числе, но не ограничиваясь ими, с помощью технологии термического распыления и физического осаждения (конденсации) из газовой фазы посредством электронного пучка.
В системе 18 покрытия, создающего тепловой барьер, расположен паз 22, который может проходить или не проходить до необязательного дополнительного скрепляющего слоя 20 или второй поверхности 16. Также паз 22 может проходить по длине системы 18 покрытия, создающего тепловой барьер, либо полностью вдоль системы 18 покрытия, создающего тепловой барьер, или частично вдоль системы 18 покрытия, создающего тепловой барьер. Паз 22 содержит первую боковую стенку 24, вторую боковую стенку 26 и нижнюю поверхность 28. Нижняя поверхность 28 по существу параллельна второй поверхности 16. В одном варианте воплощения вторая боковая стенка 26 может быть по существу перпендикулярна второй поверхности 16. Первая боковая стенка 24 по существу перпендикулярна второй поверхности 16, и также содержит части 30 со скошенным краем. Следует отметить, что первая боковая стенка 24 находится ниже по потоку от второй боковой стенки 26 с точки зрения потока текучей среды при эксплуатации.
Части 30 со скошенным краем включают в себя наклонную поверхность, физически связанную с системой 18 покрытия, создающего тепловой барьер, и нижней поверхностью 28 паза 22. Множество проходных отверстий 32 отстоят друг от друга и проходят через подложку 12 от первой поверхности 14 подложки к нижней поверхности 28 паза 22. В одном варианте воплощения горловина 34 каждого проходного отверстия 32 является по существу цилиндрической, в то время как зона 36 выхода проходного отверстия 32 может иметь форму эллипса, диффузора или любую другую подходящую геометрию. Зона 36 выхода проходного отверстия 32 является зоной, в которой проходное отверстие 32 заканчивается на нижней поверхности 28 паза 22. Множество проходных отверстий 32 выстроено в пазу 22 таким образом, что, по меньшей мере, одна часть 30 со скошенным краем первой боковой стенки 24 расположена между двумя проходными отверстиями 32.
Следует отметить, что раскрытые здесь стенки компонента газотурбинного двигателя могут содержать более чем один паз, который может проходить или не проходить по всей второй поверхности 16. В дополнительных необязательных пазах количество, форма и расположение проходных отверстий могут быть такими же, как у проходных отверстий 32, или отличаться от них. Также форма частей со скошенным краем может быть такой же, как у части 30 со скошенным краем, или отличаться от нее.
С помощью раскрытой стенки компонента газотурбинного двигателя может быть успешно реализована увеличенная производительность с точки зрения как охлаждения, так и аэродинамики по сравнению с существующими стенками компонента газотурбинного двигателя с пленочным охлаждением. Изготовление стенки компонента газотурбинного двигателя также становится легче, когда используются скошенные области, в противоположность острым полностью перпендикулярным краям. Кроме того, удаление материала боковой стенки (скашивание) сокращает риск потерь материала при эксплуатации.
Хотя изобретение было описано со ссылкой на иллюстративный вариант его воплощения, специалисты в области техники поймут, что могут быть сделаны различные изменения, и его элементы могут быть заменены эквивалентами без отступления от объема изобретения. Кроме того, могут быть сделаны различные модификации, чтобы приспособить конкретную ситуацию или материал к идее изобретения без отступления от его основного объема. Таким образом, подразумевается, что изобретение не ограничено конкретным вариантом воплощения, раскрытым в качестве предпочтительного варианта его воплощения, и изобретение включает в себя все варианты воплощения, входящие в объем прилагаемой формулы изобретения.

Claims (9)

1. Стенка компонента газотурбинного двигателя, содержащая
подложку, имеющую первую поверхность и вторую поверхность;
паз, расположенный во второй поверхности и имеющий нижнюю поверхность, по существу параллельную второй поверхности, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, причем первая боковая стенка по существу перпендикулярна второй поверхности и содержит множество частей со скошенным краем, физически связанных со второй поверхностью и нижней поверхностью; и
множество проходных отверстий, проходящих через подложку от первой поверхности к нижней поверхности, причем множество проходных отверстий выстроено в пазу таким образом, что, по меньшей мере, одна часть со скошенным краем расположена между двумя проходными отверстиями.
2. Стенка по п.1, в которой вторая боковая стенка по существу перпендикулярна второй поверхности.
3. Стенка по п.1, в которой, по меньшей мере, одно проходное отверстие из множества проходных отверстий имеет форму диффузора.
4. Стенка по п.1, в которой множество проходных отверстий проходит через подложку под углом.
5. Стенка по п.4, в которой угол составляет от приблизительно 10° до приблизительно 60°.
6. Стенка по п.5, в которой угол составляет от приблизительно 20° до приблизительно 40°.
7. Стенка по п.1, в которой первая поверхность и вторая поверхность находятся напротив друг друга и являются параллельными друг другу.
8. Стенка по п.1, в которой подложка выполнена из керамики или материала на основе металла.
9. Стенка по п.1, в которой части со скошенным краем имеют форму, выбранную из группы, состоящей из формы "ласточкина хвоста", формы наклонной буквы V и наклонной прямоугольной формы.
RU2007132534/06A 2006-08-29 2007-08-28 Стенка компонента газотурбинного двигателя RU2444634C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/511,840 US7553534B2 (en) 2006-08-29 2006-08-29 Film cooled slotted wall and method of making the same
US11/511,840 2006-08-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007132534A RU2007132534A (ru) 2009-03-10
RU2444634C2 true RU2444634C2 (ru) 2012-03-10

Family

ID=38989793

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007132534/06A RU2444634C2 (ru) 2006-08-29 2007-08-28 Стенка компонента газотурбинного двигателя

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7553534B2 (ru)
JP (1) JP5161512B2 (ru)
KR (1) KR101355334B1 (ru)
DE (1) DE102007038858A1 (ru)
RU (1) RU2444634C2 (ru)

Families Citing this family (55)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7980819B2 (en) * 2007-03-14 2011-07-19 United Technologies Corporation Cast features for a turbine engine airfoil
DE102007029367A1 (de) * 2007-06-26 2009-01-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel mit Tangentialstrahlerzeugung am Profil
US20090246011A1 (en) * 2008-03-25 2009-10-01 General Electric Company Film cooling of turbine components
JP4898731B2 (ja) * 2008-03-26 2012-03-21 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却構造およびこれを備えたガスタービン
US8079810B2 (en) * 2008-09-16 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with divergent film cooling hole
DE102008052409A1 (de) * 2008-10-21 2010-04-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit saugseitennaher Randenergetisierung
US20110097188A1 (en) * 2009-10-23 2011-04-28 General Electric Company Structure and method for improving film cooling using shallow trench with holes oriented along length of trench
US8608443B2 (en) * 2010-06-11 2013-12-17 Siemens Energy, Inc. Film cooled component wall in a turbine engine
US9181819B2 (en) 2010-06-11 2015-11-10 Siemens Energy, Inc. Component wall having diffusion sections for cooling in a turbine engine
US9028207B2 (en) * 2010-09-23 2015-05-12 Siemens Energy, Inc. Cooled component wall in a turbine engine
JP5517163B2 (ja) * 2010-10-07 2014-06-11 株式会社日立製作所 タービン翼の冷却孔加工方法
US20120114868A1 (en) * 2010-11-10 2012-05-10 General Electric Company Method of fabricating a component using a fugitive coating
US8727727B2 (en) * 2010-12-10 2014-05-20 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US20120148769A1 (en) * 2010-12-13 2012-06-14 General Electric Company Method of fabricating a component using a two-layer structural coating
US20120243995A1 (en) * 2011-03-21 2012-09-27 General Electric Company Components with cooling channels formed in coating and methods of manufacture
US8601691B2 (en) * 2011-04-27 2013-12-10 General Electric Company Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US9327384B2 (en) * 2011-06-24 2016-05-03 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
EP2557269A1 (en) 2011-08-08 2013-02-13 Siemens Aktiengesellschaft Film cooling of turbine components
US20130045106A1 (en) * 2011-08-15 2013-02-21 General Electric Company Angled trench diffuser
EP2597259A1 (de) * 2011-11-24 2013-05-29 Siemens Aktiengesellschaft Modifizierte Oberfläche um ein Loch
US9249670B2 (en) * 2011-12-15 2016-02-02 General Electric Company Components with microchannel cooling
US8870536B2 (en) * 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
US8870535B2 (en) * 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
US9422815B2 (en) * 2012-02-15 2016-08-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with compound cusp cooling configuration
US9273560B2 (en) * 2012-02-15 2016-03-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with multi-lobed cooling hole
CH706107A1 (de) * 2012-02-17 2013-08-30 Alstom Technology Ltd Bauteil für eine thermische Maschine, insbesondere eine Gasturbine.
US9234438B2 (en) 2012-05-04 2016-01-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine component wall having branched cooling passages
US10689986B1 (en) 2012-06-01 2020-06-23 United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration High blowing ratio high effectiveness film cooling configurations
US9080451B2 (en) * 2012-06-28 2015-07-14 General Electric Company Airfoil
US9470096B2 (en) * 2012-07-26 2016-10-18 General Electric Company Turbine bucket with notched squealer tip
DE102013109116A1 (de) * 2012-08-27 2014-03-27 General Electric Company (N.D.Ges.D. Staates New York) Bauteil mit Kühlkanälen und Verfahren zur Herstellung
EP2733310A1 (de) * 2012-11-16 2014-05-21 Siemens Aktiengesellschaft Modifizierte Oberfläche um ein Loch
US9181809B2 (en) * 2012-12-04 2015-11-10 General Electric Company Coated article
US9719357B2 (en) 2013-03-13 2017-08-01 Rolls-Royce Corporation Trenched cooling hole arrangement for a ceramic matrix composite vane
JP2016524090A (ja) * 2013-07-03 2016-08-12 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 翼形部構造体の冷却トレンチ
GB201315871D0 (en) 2013-09-06 2013-10-23 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement
US9441488B1 (en) * 2013-11-07 2016-09-13 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Film cooling holes for gas turbine airfoils
CN103696811A (zh) * 2013-12-19 2014-04-02 中国科学院工程热物理研究所 一种带条缝出口的涡轮叶片圆孔气膜冷却结构
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
WO2015184294A1 (en) 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Fastback turbulator
US11280214B2 (en) * 2014-10-20 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10024169B2 (en) 2015-02-27 2018-07-17 General Electric Company Engine component
US10132166B2 (en) 2015-02-27 2018-11-20 General Electric Company Engine component
US10208602B2 (en) * 2015-04-27 2019-02-19 United Technologies Corporation Asymmetric diffuser opening for film cooling holes
US9752440B2 (en) 2015-05-29 2017-09-05 General Electric Company Turbine component having surface cooling channels and method of forming same
CN105065122A (zh) * 2015-07-17 2015-11-18 沈阳航空航天大学 一种应用于涡轮叶片气膜冷却的孔-锯齿槽结构
US10378444B2 (en) * 2015-08-19 2019-08-13 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10488048B2 (en) * 2016-01-06 2019-11-26 United Technologies Corporation Weld configuration
DE102016203388A1 (de) * 2016-03-02 2017-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit Beschichtungsaussparung an Kühlluftlöchern von Turbinenschaufeln
KR101853550B1 (ko) * 2016-08-22 2018-04-30 두산중공업 주식회사 가스 터빈 블레이드
US10570747B2 (en) * 2017-10-02 2020-02-25 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Enhanced film cooling system
JP6946225B2 (ja) * 2018-03-29 2021-10-06 三菱重工業株式会社 タービン動翼、及びガスタービン
US11746661B2 (en) * 2021-06-24 2023-09-05 Doosan Enerbility Co., Ltd. Turbine blade and turbine including the same

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1466358A1 (ru) * 1987-04-20 1992-10-07 Ленинградский Кораблестроительный Институт Лопатка газовой турбины
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5660525A (en) * 1992-10-29 1997-08-26 General Electric Company Film cooled slotted wall
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
US6383602B1 (en) * 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
EP0851098A3 (en) * 1996-12-23 2000-09-13 General Electric Company A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes
EP1207268B1 (de) * 2000-11-16 2005-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Filmkühlung von Gasturbinenschaufeln mittels Schlitzen für Kühlluft
JP3997986B2 (ja) * 2003-12-19 2007-10-24 株式会社Ｉｈｉ 冷却タービン部品、及び冷却タービン翼

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1466358A1 (ru) * 1987-04-20 1992-10-07 Ленинградский Кораблестроительный Институт Лопатка газовой турбины
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture

Also Published As

Publication number Publication date
RU2007132534A (ru) 2009-03-10
JP2008057534A (ja) 2008-03-13
DE102007038858A1 (de) 2008-03-06
JP5161512B2 (ja) 2013-03-13
US7553534B2 (en) 2009-06-30
KR101355334B1 (ko) 2014-01-23
US20080057271A1 (en) 2008-03-06
KR20080021523A (ko) 2008-03-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2444634C2 (ru) Стенка компонента газотурбинного двигателя
US8506243B2 (en) Segmented thermally insulating coating
JP5802018B2 (ja) 高温ガス流路構成部品冷却システム
JP5860616B2 (ja) 燃焼器ライナ冷却システム
US8128366B2 (en) Counter-vortex film cooling hole design
EP1692370B1 (en) Gas turbine cooled shroud assembly with hot gas ingestion suppression
JP5090686B2 (ja) 冷却式タービンシュラウド
CN106246353B (zh) 用于热气体路径部件的冷却***及对应的燃气涡轮发动机
CN103046970B (zh) 用于涡轮***的动叶组件
US6984100B2 (en) Component and turbine assembly with film cooling
US7854591B2 (en) Airfoil for a turbine of a gas turbine engine
US9039371B2 (en) Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
US20130045106A1 (en) Angled trench diffuser
JP4959718B2 (ja) 流体機械の流路に配置すべき部品および被膜生成のためのスプレイ法
EP1245787A2 (en) Cooling a coated turbine blade tip
US8814500B1 (en) Turbine airfoil with shaped film cooling hole
US9028207B2 (en) Cooled component wall in a turbine engine
US9915169B2 (en) Gas turbine engine end-wall component
US8591191B1 (en) Film cooling hole for turbine airfoil
JP2017040259A (ja) タービン構成要素の温度調整のための物品及びマニホルド
US9771804B2 (en) Film cooling of turbine blades or vanes
CN107143382B (zh) 用于先进膜冷却的具有小复杂特征的cmc制品
US20140112758A1 (en) High Temperature Components With Thermal Barrier Coatings for Gas Turbine
US20200325783A1 (en) Geometrically segmented thermal barrier coating with spall interrupter features
US8506241B1 (en) Turbine blade with cooling and tip sealing

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE

Effective date: 20130315

QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE

Effective date: 20140829

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200829