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公开(公告)号：CN107060891A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201611115593.1
申请日：2016-12-07
申请人： 通用电气公司
摘要： 一种用于燃气涡轮发动机(10)的叶片包括具有压力侧(98)和吸入侧(100)的翼型件(78)，其具有根部(82)和末端壁(120)。压力侧(98)和吸入侧(100)延伸超过末端壁(120)来限定末端通道(121)，限定多个内部转角(138)和外部转角(138)。转角(138)包括填角(140)，以限定大于用于压力壁(98)、吸入壁(100)或末端壁(120)的厚度的厚度。膜孔(132)可延伸穿过填(140)角，使得填角(140)处的膜孔(132)的长度可增大，以限定用于膜孔(132)的增大的长度与直径比，以改进通过膜孔(132)的膜冷却。
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公开(公告)号：CN106437867A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610295389.6
申请日：2016-05-06
申请人： 通用电气公司
CPC分类号： F01D9/041 , F01D9/04 , F01D25/005 , F01D25/10 , F01D25/246 , F05D2220/32 , F05D2240/11 , F05D2240/128 , F05D2240/91 , F05D2250/185 , F05D2260/2212 , F05D2260/22141 , F05D2260/941 , F05D2300/50212 , F01D9/02 , F01D25/24
摘要： 本发明涉及一种涡轮带防弦化凸缘。燃气涡轮发动机弓形节段包括弓形凸缘，弓形凸缘具有延伸远离环形壁的防弦化器件。防弦化器件可包括插件，插件在凸缘中或结合到其上，并且由与环形壁不同α的材料制成。防弦化器件可为用于加热凸缘的加热器件。加热器件包括通往和来自嵌在凸缘中的沿周向延伸的加热流道的热空气入口和出口，并且可进一步包括通往加热流道的冷空气入口。加热流道可为具有波状加热流径的蛇形加热流道。涡轮喷嘴节段包括在内部和外部弓形带节段之间沿径向延伸的一个或多个翼型件，并且从外部弓形带节段沿径向延伸的前部和后外部凸缘包括防弦化器件。弓形涡轮护罩节段包括具有防弦化器件的前部和后部护罩轨节段。
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公开(公告)号：CN107013329B
公开(公告)日：2019-11-19
申请号：CN201611115465.7
申请日：2016-12-07
申请人： 通用电气公司
摘要： 一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)可具有外壁(98,100)和内壁(110)，其中各个壁具有厚度(114,116)。壁(98,100,110)可交叉以限定交叉处的转角(112)。冷却通路(106,108)可在转角(112)处或附近由壁(98,100,110)限定，以提供翼型件(78)的内部与外部之间的流体连通。膜孔(122)可设置在壁(98,100,110)中，并且可具有长度(L)和直径(D)来限定长度与直径之比L/D。弓形填角(120)可位于转角(112)中，以限定用于填角(120)的有效半径(152)。有效半径(152)可为壁(98,100,110)的厚度(114,116)的至少1.5倍，以提供用于膜孔(122)的增大的长度与直径比。
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公开(公告)号：CN106437867B
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201610295389.6
申请日：2016-05-06
申请人： 通用电气公司
摘要： 本发明涉及一种涡轮带防弦化凸缘。燃气涡轮发动机弓形节段包括弓形凸缘，弓形凸缘具有延伸远离环形壁的防弦化器件。防弦化器件可包括插件，插件在凸缘中或结合到其上，并且由与环形壁不同α的材料制成。防弦化器件可为用于加热凸缘的加热器件。加热器件包括通往和来自嵌在凸缘中的沿周向延伸的加热流道的热空气入口和出口，并且可进一步包括通往加热流道的冷空气入口。加热流道可为具有波状加热流径的蛇形加热流道。涡轮喷嘴节段包括在内部和外部弓形带节段之间沿径向延伸的一个或多个翼型件，并且从外部弓形带节段沿径向延伸的前部和后外部凸缘包括防弦化器件。弓形涡轮护罩节段包括具有防弦化器件的前部和后部护罩轨节段。
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公开(公告)号：CN108386239A
公开(公告)日：2018-08-10
申请号：CN201810106156.6
申请日：2018-02-02
申请人： 通用电气公司
CPC分类号： F04D29/582 , F01D11/001 , F01D11/02 , F04D29/083 , F04D29/322 , F05D2250/22 , F05D2250/231 , F05D2250/232 , F05D2250/291 , F05D2250/294 , Y02T50/671 , F01D25/12 , F01D25/00
摘要： 一种涡轮发动机(10)，诸如飞机的燃气涡轮发动机，可包括成轴向布置的压缩机区段(22)、燃烧区段(28)和涡轮区段(32)。压缩机区段(22)和涡轮区段(32)可包括具有多个叶片(68)的旋转盘(71)和具有多个固定导叶(72)的固定带(106)。盘(71)和带(106)沿轴向间隔开，从而限定缓冲腔(110)。一个或多个延伸部(116)延伸到缓冲腔(110)中，以防止经加热的气体吸入到缓冲腔(110)中。延伸部(116)的底侧(128)上的凹部(130)可提高延伸部(116)的热传递系数。
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公开(公告)号：CN111677556B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202010364070.0
申请日：2016-12-07
申请人： 通用电气公司
摘要： 一种用于燃气涡轮发动机(10)的叶片包括具有压力侧(98)和吸入侧(100)的翼型件(78)，其具有根部(82)和末端壁(120)。压力侧(98)和吸入侧(100)延伸超过末端壁(120)来限定末端通道(121)，限定多个内部转角(138)和外部转角(138)。转角(138)包括填角(140)，以限定大于用于压力壁(98)、吸入壁(100)或末端壁(120)的厚度的厚度。膜孔(132)可延伸穿过填(140)角，使得填角(140)处的膜孔(132)的长度可增大，以限定用于膜孔(132)的增大的长度与直径比，以改进通过膜孔(132)的膜冷却。
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公开(公告)号：CN111677556A
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN202010364070.0
申请日：2016-12-07
申请人： 通用电气公司
摘要： 一种用于燃气涡轮发动机(10)的叶片包括具有压力侧(98)和吸入侧(100)的翼型件(78)，其具有根部(82)和末端壁(120)。压力侧(98)和吸入侧(100)延伸超过末端壁(120)来限定末端通道(121)，限定多个内部转角(138)和外部转角(138)。转角(138)包括填角(140)，以限定大于用于压力壁(98)、吸入壁(100)或末端壁(120)的厚度的厚度。膜孔(132)可延伸穿过填(140)角，使得填角(140)处的膜孔(132)的长度可增大，以限定用于膜孔(132)的增大的长度与直径比，以改进通过膜孔(132)的膜冷却。
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公开(公告)号：CN107060891B
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201611115593.1
申请日：2016-12-07
申请人： 通用电气公司
摘要： 一种用于燃气涡轮发动机(10)的叶片包括具有压力侧(98)和吸入侧(100)的翼型件(78)，其具有根部(82)和末端壁(120)。压力侧(98)和吸入侧(100)延伸超过末端壁(120)来限定末端通道(121)，限定多个内部转角(138)和外部转角(138)。转角(138)包括填角(140)，以限定大于用于压力壁(98)、吸入壁(100)或末端壁(120)的厚度的厚度。膜孔(132)可延伸穿过填(140)角，使得填角(140)处的膜孔(132)的长度可增大，以限定用于膜孔(132)的增大的长度与直径比，以改进通过膜孔(132)的膜冷却。
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公开(公告)号：CN107013329A
公开(公告)日：2017-08-04
申请号：CN201611115465.7
申请日：2016-12-07
申请人： 通用电气公司
摘要： 一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)可具有外壁(98,100)和内壁(110)，其中各个壁具有厚度(114,116)。壁(98,100,110)可交叉以限定交叉处的转角(112)。冷却通路(106,108)可在转角(112)处或附近由壁(98,100,110)限定，以提供翼型件(78)的内部与外部之间的流体连通。膜孔(122)可设置在壁(98,100,110)中，并且可具有长度(L)和直径(D)来限定长度与直径之比L/D。弓形填角(120)可位于转角(112)中，以限定用于填角(120)的有效半径(152)。有效半径(152)可为壁(98,100,110)的厚度(114,116)的至少1.5倍，以提供用于膜孔(122)的增大的长度与直径比。
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