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    GAS TURBINE ENGINE COMPONENT WITH MULTI-LOBED COOLING HOLE
    1.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE COMPONENT WITH MULTI-LOBED COOLING HOLE 审中-公开
    具有多孔冷却孔的气体涡轮发动机部件

    公开(公告)号：WO2013123121A1

    公开(公告)日：2013-08-22

    申请号：PCT/US2013/026041

    申请日：2013-02-14

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

    Inventor： GLEINER, Matthew, S. ,  ZELESKY, Mark, F. ,  KOHLI, Atul

    IPC: F02C7/12 ,  F01D5/18 ,  F01D25/12 ,  F02C9/00

    CPC classification number: F01D5/187 ,  F01D5/186 ,  F01D9/065 ,  F01D25/12 ,  F05D2240/81 ,  F05D2250/21 ,  F05D2250/232 ,  F05D2260/202 ,  F23R2900/03042 ,  Y02T50/676 ,  Y10T29/49234

    Abstract: A component for a gas turbine engine includes a wall and a cooling hole extending through the wall. The wall has a first surface and a second surface. The cooling hole includes a metering section extending downstream from an inlet in the first surface of the wall and a diffusion section extending from the metering section to an outlet in the second surface of the wall. The diffusion section includes a first plurality of lobes diverging longitudinally and laterally from the metering section on a first side of a centerline axis of the cooling hole and a second plurality of lobes diverging longitudinally and laterally from the metering section on a second side of the centerline axis.

    Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机的部件包括壁和延伸穿过壁的冷却孔。 该壁具有第一表面和第二表面。 冷却孔包括从壁的第一表面中的入口的下游延伸的计量部分和从计量部分延伸到壁的第二表面中的出口的扩散部分。 扩散部分包括在冷却孔的中心线轴线的第一侧上从计量部分纵向和横向分叉的第一多个凸角，以及在中心线的第二侧上从计量部分纵向和横向地分散的第二多个凸角 轴。

    FILMGEKÜHLTES GASTURBINENBAUTEIL
    3.
    发明申请
    FILMGEKÜHLTES GASTURBINENBAUTEIL 审中-公开
    薄膜冷却燃气涡轮机部件

    公开(公告)号：WO2016110387A1

    公开(公告)日：2016-07-14

    申请号：PCT/EP2015/079998

    申请日：2015-12-16

    Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

    Inventor： HESELHAUS, Andreas

    IPC: F01D5/18 ,  F01D5/20

    CPC classification number: F01D5/186 ,  F01D5/20 ,  F01D11/10 ,  F05D2220/32 ,  F05D2240/24 ,  F05D2240/304 ,  F05D2240/305 ,  F05D2240/307 ,  F05D2240/55 ,  F05D2250/13 ,  F05D2250/21 ,  F05D2250/38 ,  F05D2260/202 ,  Y02T50/673 ,  Y02T50/676

    Abstract: Die Erfindung betrifft ein filmgekühltes Gasturbinenbauteil (8) für eine Gasturbine, mit einer einem Heißgas (39) aussetzbaren Oberfläche (38), in der eine Anzahl von Filmkühlöffnungen (36) münden, wobei jede der betreffenden Filmkühlöffnungen (36) längs ihrer Durchströmungsrichtung einen Kanalabschnitt (48) und einen sich an den Kanalabschnitt unmittelbar anschließenden Diffusorabschnitt (46) umfassend eine stromauf angeordnete Diffusorkante (44), zwei Längskanten (42) und eine stromab angeordnete Diffusorkante (40) aufweisen, wobei jede Längskante (42) mit der stromab angeordnete Diffusorkante (44) in einem Eckbereich (54) zusammentrifft. Um eine wirksame Anordnung von Filmkühlöffnungen (36) bereit zu stellen, dessen Kühlfilm sich näher als bisher hinter der stromab angeordneten Diffusorkante geschlossen ausbildet, wird vorgeschlagen, dass zumindest zwei unmittelbar benachbarte, vorzugsweise alle Filmkühlöffnungen (36) der Reihe (30, 34) so ausgestaltet sind, dass deren Kanalachsen (50) der jeweiligen Kanalabschnitte (48) gegenüber der lokalen Strömungsrichtung (52) des Heißgases (39) geneigt sind und deren Diffusorabschnitte (46) jeweils derart asymmetrisch ausgebildet sind, dass die unmittelbar benachbarten Eckbereiche (54) der betreffenden Filmkühlöffnungen (36) in Strömungsrichtung (52) des Heißgases (39) betrachtet fluchten.

    Abstract translation: 本发明涉及一种用于燃气涡轮机的薄膜冷却的燃气涡轮机部件（8），具有沿其流动方向，信道部分中的热气体（39）可以暴露于该表面（38），其中多个薄膜冷却开口（36）打开时，每个所述的相应的薄膜冷却孔（36） （48）和直接邻接包括上游布置扩散器边缘（44），两个纵向边缘（42）和下游布置扩散器边缘（40），所述通道部分扩散器部分（46），其特征在于，每个纵向边缘（42）到下游布置扩散器边缘 （44）在角部区域（54）重合。 为了提供的薄膜冷却孔的有效阵列（36）准备好，冷却膜形成为比以前的位于下游扩散器边缘后面关闭近，所以建议至少两个直接相邻的，优选全部的薄膜冷却的一系列孔（36）（30，34），以便 被配置为使得各个通道部分（48）相对于的信道轴（50）到热气体（39）的局部流动方向（52）是倾斜的和扩散部（46）分别形成非对称，使得所述直接相邻的角部区域（54） 膜在热气体（39）的流动方向（52）观察对准问题（36）的冷却孔。

    TURBINE AIRFOIL COOLING SYSTEM WITH LEADING EDGE DIFFUSION FILM COOLING HOLES
    6.
    发明申请
    TURBINE AIRFOIL COOLING SYSTEM WITH LEADING EDGE DIFFUSION FILM COOLING HOLES 审中-公开
    涡轮叶片冷却系统，带有边缘扩散膜冷却孔

    公开(公告)号：WO2015191037A1

    公开(公告)日：2015-12-17

    申请号：PCT/US2014/041619

    申请日：2014-06-10

    Applicant: SIEMENS ENERGY, INC.

    Inventor： JIANG, Nan ,  MATTHEWS, Ralph W. ,  DORRIS, Robert A.

    IPC: F01D5/18

    CPC classification number: F01D5/186 ,  F05D2240/121 ,  F05D2240/303 ,  F05D2250/12 ,  F05D2250/21 ,  F05D2250/324 ,  F05D2250/71 ,  F05D2250/711 ,  F05D2260/202

    Abstract: A turbine airfoil (10) usable in a turbine engine and having an internal cooling system (14) with one or more diffusion film cooling holes (16) with an exhaust outlet (18) positioned at the stagnation line (20) at the leading edge (22) and configured to exhaust cooling fluid to the pressure and suction sides (24, 26) of the airfoil (10) is disclosed. The diffusion film cooling hole (16) may be formed from a first section (28) having a generally constant cross-section and a second section (30) extending outward from the first section (28) with a diverging cross-sectional area. The exhaust outlet (18) of the diffusion film cooling hole (16) may include a curved side that follows the curvature of the outer surface (34) at the leading edge (22). In at least one embodiment, the turbine airfoil (10) may include a showerhead (36) at the leading edge (22) formed from a single row (38) of diffusion film cooling holes (16) that exhaust cooling fluid to the pressure and suction sides (24, 26) of the airfoil (10).

    Abstract translation: 一种可用于涡轮发动机并具有内部冷却系统（14）的涡轮机翼片（10），其具有一个或多个扩散膜冷却孔（16），排气出口（18）位于前缘处的停滞线（20） （22）并且构造成将冷却流体排出到所述翼型件（10）的压力和吸力侧（24,26）。 扩散膜冷却孔（16）可以由具有大致恒定横截面的第一部分（28）和从第一部分（28）向外延伸的具有扩展横截面积的第二部分（30）形成。 扩散膜冷却孔（16）的排气口（18）可以包括在前缘（22）处跟随外表面（34）的曲率的弯曲侧。 在至少一个实施例中，涡轮机翼片（10）可以包括在由一排（38）扩散膜冷却孔（16）形成的前缘（22）处的喷头（36），其将冷却流体排出到该压力， 机翼（10）的吸力侧（24,26）。

    TURBINE BLADE WITH AIRFOIL TIP HAVING CUTTING TIPS
    7.
    发明申请
    TURBINE BLADE WITH AIRFOIL TIP HAVING CUTTING TIPS 审中-公开
    涡轮叶片带有空气带提示切割提示

    公开(公告)号：WO2015041787A1

    公开(公告)日：2015-03-26

    申请号：PCT/US2014/051777

    申请日：2014-08-20

    Applicant: SIEMENS ENERGY, INC.

    Inventor： ALLEN, David B.

    IPC: F01D11/12 ,  F01D5/20

    CPC classification number: F01D5/20 ,  F01D11/122 ,  F05D2250/21 ,  F05D2250/221

    Abstract: A turbine blade (10) having a squealer tip (12) at a radially outer end of the turbine blade (10) with a plurality of abradable coating cutting tips (18) extending radially therefrom toward a ring segment (20) is disclosed. During operation, the abradable coating cutting tips (18) may cut into an abradable coating (22) on the ring segments (20) of the turbine engine that are positioned radially outward from the turbine blade (10). The plurality of abradable coating cutting tips (18) may include one or more cutting arrises (28) extending from the squealer tip (12) to an outermost tip (30) of the at least one of the abradable coating cutting tips (18).

    Abstract translation: 公开了一种在涡轮机叶片（10）的径向外端处具有多个可磨蚀涂层切割尖端（18）的涡轮叶片（10），其具有从其径向延伸的环形段（20）的多个可磨损的涂层切割尖端（18）。 在操作期间，可磨损的涂层切割尖端（18）可以被切割成涡轮发动机的环形段（20）上的可磨损的涂层（22），其从涡轮叶片（10）径向向外定位。 多个可磨损涂层切割尖端（18）可以包括一个或多个从所述尖叫尖端（12）延伸到所述至少一个所述可磨损涂层切割尖端（18）的最外侧尖端（30）的切割区域（28）。

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