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    TURBINE BLADE TRAILING EDGE WITH LOW FLOW FRAMING CHANNEL
    51.
    发明申请
    TURBINE BLADE TRAILING EDGE WITH LOW FLOW FRAMING CHANNEL 审中-公开
    涡轮叶片跟踪边缘低流动框架通道

    公开(公告)号：WO2016160029A1

    公开(公告)日：2016-10-06

    申请号：PCT/US2015/024221

    申请日：2015-04-03

    Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

    Inventor： MARSH, Jan H. ,  MCDONALD, Wayne J. ,  GOLSEN, Matthew J.

    IPC: F01D5/18

    CPC classification number: F01D5/187 ,  B22C9/10 ,  B22D25/02 ,  F01D9/02 ,  F05D2220/32 ,  F05D2230/21 ,  F05D2230/211 ,  F05D2240/122 ,  F05D2240/304 ,  F05D2260/20 ,  F05D2260/204 ,  F05D2260/22141

    Abstract: The present disclosure provides a core structure comprising a trailing edge section including a plurality of rib-forming apertures (126) defined by a plurality of radially-extending channel elements (130) and axially-extending passage elements (128) and a radially outer low flow framing channel element (134) located adjacent to a radially outer edge (124). The core structure may be used for casting a gas turbine engine airfoil (11). The radially outer framing channel element (134) comprises a plurality of notches (14) extending radially inwardly from the radially outer edge (124). A distal portion (144a) of the notches (140) overlaps in an axial direction with the rib-forming apertures (126) of a first axially-aligned outer row (138a). A radial height of at least one of a first and a second axially-extending passage element (148a, 148b, 150) is greater than a prevalent radial height of other axially-extending passage elements (128) in the core structure.

    Abstract translation: 本公开提供了一种芯结构，其包括后缘部分，后缘部分包括由多个径向延伸的通道元件（130）和轴向延伸的通道元件（128）和径向外部低位（128）限定的多个肋形成孔（126） 流动框架通道元件（134）位于径向外边缘（124）附近。 芯结构可用于铸造燃气涡轮发动机翼型件（11）。 径向外框架通道元件（134）包括从径向外边缘（124）径向向内延伸的多个凹口（14）。 凹口（140）的远端部分（144a）沿轴向与第一轴向对准的外排（138a）的肋形成孔（126）重叠。 第一和第二轴向延伸的通道元件（148a，148b，150）中的至少一个的径向高度大于芯结构中其它轴向延伸的通道元件（128）的普遍的径向高度。

    燃焼器用筒体、燃焼器及びガスタービン
    52.
    发明申请
    燃焼器用筒体、燃焼器及びガスタービン 审中-公开
    燃气轮机，燃气轮机和燃气轮机

    公开(公告)号：WO2016013585A1

    公开(公告)日：2016-01-28

    申请号：PCT/JP2015/070854

    申请日：2015-07-22

    Applicant: 三菱日立パワーシステムズ株式会社

    Inventor： 水上　聡 ,  谷村　聡 ,  小西　哲 ,  三谷　真規 ,  木下　泰希 ,  山口　佳昭 ,  長谷　貴昭 ,  牧ヶ野　大志 ,  黒崎　光

    IPC: F02C7/18 ,  F23R3/06 ,  F23R3/18 ,  F23R3/42

    CPC classification number: F23R3/06 ,  F01D9/023 ,  F02C3/04 ,  F05D2260/204 ,  F23R3/002 ,  F23R3/28 ,  F23R2900/00014 ,  F23R2900/03042 ,  Y02T50/676

    Abstract: 　燃焼器用筒体（１２）は、筒本体（２１）と、筒本体に形成される第一冷却通路（２２）及び第二冷却通路（２３）と、供給口延設部（３０）と、を備える。第一冷却通路は、筒本体の外周面（２１ｃ）に開口する供給口（２５Ａ）を有する。第二冷却通路は、供給口よりも下流側において筒本体の外周面に開口する排出口（２７）を有する。供給口延出部は、供給口と排出口との間において筒本体の外周面から延びる第一壁部（３１）、及び、供給口よりも上流側において筒本体の外周面から延びる第二壁部（３２）を有する。

    Abstract translation: 用于燃烧器的气缸（12）设置有形成在气缸体中的气缸体（21），第一冷却通道（22）和第二冷却通道（23）和供给开口延伸部分（30）。 第一冷却通道具有在气缸体的外周面（21c）上开口的供给口（25A）。 第二冷却通道具有在供给口的下游侧的筒体的外周面上开口的排出口（27）。 供给开口延伸部具有从供给口和排出口之间的筒体的外周面延伸的第一壁部（31）和从筒体的外周面延伸的第二壁部（32） 主体在供应开口的上游侧。

    動翼、及びこれを備えているガスタービン
    53.
    发明申请
    動翼、及びこれを備えているガスタービン 审中-公开
    转子叶片和燃气涡轮机配备

    公开(公告)号：WO2015198840A1

    公开(公告)日：2015-12-30

    申请号：PCT/JP2015/066367

    申请日：2015-06-05

    Applicant: 三菱日立パワーシステムズ株式会社

    Inventor： 大友　宏之 ,  桑原　正光

    IPC: F01D5/18 ,  F01D5/02 ,  F02C7/18

    CPC classification number: F01D5/3023 ,  F01D5/02 ,  F01D5/18 ,  F01D5/187 ,  F01D25/12 ,  F02C3/04 ,  F02C7/18 ,  F05D2240/81 ,  F05D2260/204

    Abstract: 　動翼（５０）には、動翼（５０）の翼体（５１）及びプラットフォーム（６１）内を連なる翼空気通路（７１）が形成されている。プラットフォーム（６１）には、翼空気流路（７１）から周方向腹側に向かって延びて腹側端面（６４）で開口し、軸方向（Ｄａ）に並ぶ複数の腹側通路（７２）が形成されている。さらに、プラットフォーム（６１）には、冷却空気が流入する背側母通路（７３）と、背側母通路（７３）と連通し、背側母通路（７３）から背側端面（６５）に沿って延びる背側通路（７４）と、が形成されている。

    Abstract translation: 在该转子叶片（50）中形成有在叶片主体（51）和平台（61）内连续延伸的叶片气流通道（71）。 在平台61上形成有多个腹侧通路72，其从叶片气流通路71朝向腹侧端面64向腹侧方向延伸，并配置在腹侧端面64上。 沿轴向（Da）。 在平台（61）上还形成有用于冷却空气流过的背侧主通路（73）和与背侧主通路（73）连接并沿背侧延伸的背侧通路（74） （65）从背侧主通路（73）开始。

    分割環冷却構造及びこれを有するガスタービン
    54.
    发明申请
    分割環冷却構造及びこれを有するガスタービン 审中-公开
    分体式冷却机构和提供的气体涡轮机

    公开(公告)号：WO2015146854A1

    公开(公告)日：2015-10-01

    申请号：PCT/JP2015/058592

    申请日：2015-03-20

    Applicant: 三菱日立パワーシステムズ株式会社

    Inventor： 福井　嘉夫 ,  桑原　正光 ,  羽田　哲

    IPC: F02C7/18 ,  F01D9/02 ,  F01D11/08 ,  F02C7/24 ,  F02C7/28

    CPC classification number: F01D11/08 ,  F01D11/24 ,  F01D25/12 ,  F05D2240/11 ,  F05D2260/204 ,  Y02T50/676

    Abstract: 　冷却空気を効率よく供給し、分割環を効率よく冷却することができる分割環冷却構造及びこれを有するガスタービンを提供する。分割環冷却構造は、車室のケーシングと分割体の本体により囲まれ、冷却空気が供給されるキャビティと、分割体の本体内の周方向に配置され、一端がキャビティに連通し、他端が分割体の回転方向の前方側及び後方側の側端部に開口する冷却空気が流れる冷却流路と、を有し、冷却流路は、分割体の回転方向の前方側の第１の領域に形成され、冷却空気が回転方向の後方側から前方側に向けて排出される第１冷却流路と、分割体の回転方向の後方側の第２の領域に形成され、冷却空気が回転方向の前方側から後方側に向けて排出される第２冷却流路と、を含む。

    Abstract translation: 提供一种可以有效地供应冷却的空气并且可以有效地冷却开口环的分裂环冷却机构。 还提供了配备有分离环冷却机构的燃气轮机。 一种开口环冷却机构，其具有：被隔室壳体和分割体主体包围并且供给冷却空气的空腔; 以及冷却通道，其沿圆周方向布置在分体本体内部，该冷却通道在一端与空腔连通，该空腔在另一端连通到分流体的旋转方向前侧和后侧侧端部 身体，并且已经冷却了流过其中的空气。 冷却通道包括：第一冷却通道，其形成在第一区域中，该第一区域处于分体的旋转方向前侧，并且从旋转方向后侧朝向前侧排出冷却空气; 以及第二冷却通道，其形成在分割体的旋转方向后侧的第二区域中，并且从旋转方向前侧向后侧排出冷却空气。

    AIRFOIL LEADING EDGE CHAMBER COOLING WITH ANGLED IMPINGEMENT
    56.
    发明申请
    AIRFOIL LEADING EDGE CHAMBER COOLING WITH ANGLED IMPINGEMENT 审中-公开
    AIRFOIL引导边缘冷却器带有光滑的侵入

    公开(公告)号：WO2015112409A1

    公开(公告)日：2015-07-30

    申请号：PCT/US2015/011501

    申请日：2015-01-15

    Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

    Inventor： LEE, Ching-Pang ,  UM, Jae Y. ,  HILLIER, Gerald L. ,  SCHROEDER, Eric ,  JOHNSON, Erik

    IPC: F01D5/18

    CPC classification number: F01D5/187 ,  F01D9/02 ,  F05D2240/121 ,  F05D2240/303 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/204 ,  F05D2260/209

    Abstract: An airfoil cooling arrangement (12), including: a leading edge chamber (54) configured to cool an interior surface (68) of an airfoil; and an impingement orifice (60) configured to direct an impingement jet (64) toward an impingement location (66) disposed on the interior surface and offset from a camber line (28) of the airfoil. The airfoil cooling arrangement is effective to guide post impingement cooling fluid along the interior surface, through a leading portion (76) of the leading edge chamber, and then back toward a trailing edge (22) of the airfoil in a helical motion (114). A stagnation region (104) is formed adjacent the interior surface and on a trailing edge side of the impingement location, and a relatively high static pressure associated therewith is effective to contribute to the helical motion (114) of the post impingement cooling fluid within the leading edge chamber.

    Abstract translation: 一种翼型冷却装置（12），包括：前缘室（54），其构造成冷却翼型件的内表面（68）; 以及冲击孔口（60），其构造成将冲击射流（64）引向设置在内表面上并与翼型件的弯度线（28）偏移的冲击位置（66）。 翼型件冷却装置有效地沿着内表面引导后冲击冷却流体，通过前缘室的引导部分（76），然后以螺旋运动（114）向后朝向翼型件的后缘（22） 。 邻近冲击位置的内表面和后缘侧形成停滞区域（104），并且与其相关联的相对较高的静压有效地有助于使内部冲击冷却流体的螺旋运动（114）在 前缘室。

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