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    Thermal spreading combustor liner
    1.
    发明授权
    Thermal spreading combustor liner 失效
    热扩散燃烧器衬套

    公开(公告)号：US5749229A

    公开(公告)日：1998-05-12

    申请号：US542982

    申请日：1995-10-13

    申请人： Nesim Abuaf ,  Steven George Goebel

    发明人： Nesim Abuaf ,  Steven George Goebel

    IPC分类号： F02K1/82 ,  F23R3/00 ,  F02C1/00

    CPC分类号： F23R3/002 ,  F02K1/82 ,  F05D2260/201 ,  F23R2900/03044 ,  Y02T50/67 ,  Y02T50/675 ,  Y10S60/909 ,  Y10T428/12611

    摘要： A combustor liner includes an inner layer for facing combustion gases, and an opposite outer layer for facing a cooling fluid. The outer layer has a greater coefficient of thermal conductivity than the inner layer for reducing temperature gradients in the liner. In a preferred embodiment, the outer layer significantly reduces temperature gradients in the liner which are caused by the varying cooling ability of impingement cooling air jets for more uniformly cooling the combustor liner and reducing the maximum temperature thereof.

    摘要翻译： 燃烧器衬套包括用于面对燃烧气体的内层和用于面对冷却流体的相对的外层。 外层具有比内层更大的导热系数，用于降低内衬中的温度梯度。 在一个优选实施例中，外层显着降低了衬套中的温度梯度，这是由冲击冷却空气射流变化的冷却能力引起的，用于更均匀地冷却燃烧器衬套并降低其最大温度。

    Thermal spreading combustion liner
    2.
    发明授权
    Thermal spreading combustion liner 失效
    热扩散燃烧衬套

    公开(公告)号：US5960632A

    公开(公告)日：1999-10-05

    申请号：US912529

    申请日：1997-08-18

    申请人： Nesim Abuaf ,  Steven George Goebel

    发明人： Nesim Abuaf ,  Steven George Goebel

    IPC分类号： F02K1/82 ,  F23R3/00 ,  F02C1/00

    CPC分类号： F23R3/002 ,  F02K1/82 ,  F05D2260/201 ,  F23R2900/03044 ,  Y02T50/67 ,  Y02T50/675 ,  Y10S60/909 ,  Y10T428/12611

    摘要： A combustor liner includes an inner layer for facing combustion gases, and an opposite outer layer for facing a cooling fluid. The outer layer has a greater coefficient of thermal conductivity than the inner layer for reducing temperature gradients in the liner. In a preferred embodiment, the outer layer significantly reduces temperature gradients in the liner which are caused by the varying cooling ability of impingement cooling air jets for more uniformly cooling the combustor liner and reducing the maximum temperature thereof.

    摘要翻译： 燃烧器衬套包括用于面对燃烧气体的内层和用于面对冷却流体的相对的外层。 外层具有比内层更大的导热系数，用于降低内衬中的温度梯度。 在一个优选实施例中，外层显着降低了衬套中的温度梯度，这是由冲击冷却空气射流变化的冷却能力引起的，用于更均匀地冷却燃烧器衬套并降低其最大温度。

    Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization
    6.
    发明授权
    Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization 失效
    涡轮叶片具有增强的冷却和轮廓优化

    公开(公告)号：US5980209A

    公开(公告)日：1999-11-09

    申请号：US884091

    申请日：1997-06-27

    申请人： Vincent Anthony Barry ,  Brent A. Gregory ,  Nesim Abuaf

    发明人： Vincent Anthony Barry ,  Brent A. Gregory ,  Nesim Abuaf

    IPC分类号： F01D5/14 ,  F01D5/18 ,  F01D5/30

    CPC分类号： F01D5/141 ,  F01D5/187 ,  Y10S416/05

    摘要： A first-stage turbine blade includes an airfoil having a profile according to Table I. The airfoil has a plurality of cooling air passages extending linearly from the root portion to the tip portion of the airfoil. The blade includes a shank having a pair of cavities in communication through the blade dovetail with a plenum in the wheel space for supplying cooling air to the passages in the airfoil. The cooling passages in the airfoil terminate in a recess at the tip portion which has an opening adjacent the trailing edge of the airfoil and along the suction side to enable egress of cooling air into the hot gas stream on the low pressure side of the airfoil. The majority of the cooling passages are turbulated. Certain of those passages are arranged in rows lying adjacent to the pressure and suction sides of the airfoil.

    摘要翻译： 第一级涡轮机叶片包括具有根据表I的轮廓的翼型件。翼型件具有多个冷却空气通道，该冷却空气通道从翼部的根部直线延伸到翼型部分。 叶片包括具有一对空腔的柄，所述一对空腔通过叶片燕尾榫与在车轮空间中的增压室连通，用于向翼型中的通道供应冷却空气。 翼型件中的冷却通道终止在尖端部分处的凹部中，该凹部具有与翼型件的后缘相邻并且沿着吸力侧的开口，以使冷却空气能够排出到翼型的低压侧上的热气流中。 大部分冷却通道是混浊的。 这些通道中的某些通道排列成与翼型的压力和吸力侧相邻的排。