公开(公告)号：WO2016066511A1

公开(公告)日：2016-05-06

申请号：PCT/EP2015/074435

申请日：2015-10-22

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

Inventor： AHMAD, Fathi ,  RADULOVIC, Radan

IPC: F01D5/30

CPC classification number: F01D5/3007 ,  F05D2250/294 ,  F05D2250/712

Abstract: Die Erfindung betrifft eine Turbinenlaufschaufel (10) für eine thermische Strömungsmaschine, bei der entlang einer gedachten Schaufellängsachse (12) der Turbinenlaufschaufel (10) von unten nach oben einem Schaufelfuß (14) zur Befestigung der Turbinenlaufschaufel (10) an einem Rotor der Turbine ein Übergangsbereich (16) sowie ein sich daran anschließendes aerodynamisch gekrümmtes Schaufelblatt folgt, wobei der Schaufelfuß (14) zwei einander gegenüberliegende ebene Stirnflächen (26, 28) und zwei einander gegenüberliegende, die beiden Stirnflächen miteinander verbindende konturierte Seitenflächen (30, 32) aufweist, in welchen Seitenflächen (30,32) unter Bildung einer Schwalbenschwanz- oder tannenbaumförmigen Stirnflächenkontur jeweils zumindest eine Tragflanke (34) ausgebildet ist, und bei der die Tragflanken (34) über konkave Verrundungen (36) in den Übergangsbereich oder zu Freiflanken übergehen. Um eine Turbinenlaufschaufel bereitzustellen, deren Verwendung in einem Schaufelträger die Lebensdauer des Turbinenlaufschaufelträgers verlängert, wird vorgeschlagen, dass in zumindest einer konkave Verrundung (36) eine an eine der beiden Stirnseiten (26, 28) angrenzende Auskehlung (38) angeordnet ist, deren Erstreckung längs der Seitenfläche (30 bzw. 32) geringer ist als die der Tragflanke (34).

Abstract translation: 本发明涉及一种涡轮机叶片（10），用于热涡轮机，在从底部沿涡轮机叶片（10）的假想叶片纵轴线（12）上的涡轮机的转子，过渡区域顶部的叶片根部（14），用于在涡轮机叶片（10）的附接 （16）和邻接的空气动力学弯曲叶片如下，其中所述叶片根部（14）具有两个彼此相对的，两个端面彼此连接轮廓的侧表面（30，32）具有两个相对的平坦的端表面（26,28），并且其中 侧表面（30,32）是，形成在每种情况下，至少一个支撑边缘（34）形成的燕尾或杉树形端面部轮廓，并通过在其支承侧面上的过渡区域或自由边缘凹圆角（36）（34）。 为了提供一个涡轮机叶片，其使用延伸在一个刀架涡轮叶片载体的寿命，即在两个前侧面中的一个的至少一个凹角（36）的建议（26，28）相邻的槽（38）被布置，扩展名沿 的侧表面（30或32）是比所述的支撑边缘（34）的下部。

公开(公告)号：WO2015158514A1

公开(公告)日：2015-10-22

申请号：PCT/EP2015/056399

申请日：2015-03-25

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

Inventor： AHMAD, Fathi ,  BUCHHOLZ, Björn ,  KOCH, Daniela ,  SCHÜLER, Marco

IPC: F01D5/18

CPC classification number: F01D5/188 ,  F05D2250/71 ,  F05D2250/711 ,  F05D2250/712 ,  F05D2260/941

Abstract: Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (1) mit einem Turbinenschaufelblatt (3), in welchem ein Hohlraum (5) ausgebildet ist, welcher von einem Rippenelement (15) unterteilt ist, dessen Rippenhöhe (25) sich von einer Vorderseitenwand (6) des Turbinenschaufelblatts zu einer Hinterseitenwand (7) des Turbinenschaufelblatts (3) erstreckt, wobei der Rippenquerschnitt (35) des Rippenelements (15) derart ausgestaltet ist, dass das Rippenelement (15) in Richtung (32) der Rippenhöhe (25) zumindest teilweise bogenförmig ausgestaltet ist, so dass die durch thermische Differenzen zwischen der Vorder- und Hinterseitenwand (6, 7) innerhalb des Rippenelements (15) hervorgerufene Spannungen mittels eines verbesserten Verformungsvermögens des Rippenelements (15) kompensierbar sind, wobei das Rippenelement (15) in Richtung (32) der Rippenhöhe (25) eine Querschnittschwächung aufweist, welche sich in Richtung der Mittellängsachse (31) des Turbinenschaufelblatts (3) erhöht, um das Verformungs- und/oder Biegevermögen des Rippenelements zu erhöhen.

Abstract translation: 形成，本发明涉及一种涡轮机叶片（1），其具有涡轮翼面（3），其中的腔由肋构件延伸（5）（15）是分离的，从正面侧壁的涡轮机叶片（6）的肋高度（25） 涡轮叶片的后侧壁（7）（3），其特征在于，所述翅片部件的肋的横截面（35）（15）弓形地在肋的高度（25）的方向（32）配置成使得所述翼片构件（15）至少部分地设计的，所以 使前，后侧壁之间的热差异（图6，7）的散热片元件内引起的（15）的张力由翅片构件（15）的改进的可变形的装置被补偿，其特征在于，所述散热片部件（15）（在肋的高度的方向（32） 25）具有的横截面弱化，这增加了（在涡轮叶片（3的中心纵向轴线31）的方向）变形 和/或增加的翅片部件的弯曲的能力。

公开(公告)号：WO2015154442A1

公开(公告)日：2015-10-15

申请号：PCT/CN2014/089969

申请日：2014-10-31

Applicant: 上海交通大学

Inventor： 饶宇

IPC: F01D5/18 ,  F02C7/12

CPC classification number: F01D5/187 ,  F01D9/065 ,  F05D2250/241 ,  F05D2250/712 ,  F05D2250/75 ,  F05D2260/2212 ,  F05D2260/22141 ,  F23R3/002 ,  F23R3/005 ,  F23R2900/03045 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/676

Abstract: 一种具有微小斜肋－凹陷复合结构的冷却装置，包括基板（10）、冷却通道（11）、多个斜肋（12）和多个凹陷（13）。冷却通道（11）、多个斜肋（12）和多个凹陷（13）均设置在基板（10）的壁面，多个凹陷（13）错列排列或纵向排列，形成凹陷阵列，每个或多个凹陷（13）的上游壁面设置有斜肋（12），从而形成斜肋－凹陷复合结构。该具有微小斜肋－凹陷复合结构的冷却装置能显著地提高综合传热性能，同时在相同的冷却负荷下，可减小冷却流体的流量，从而降低泵或风机的功耗。该冷却装置可用于燃气轮机、航空发动机、空调换热器、汽车换热器或高功率电子器件冷却等技术领域。

公开(公告)号：WO2015077755A1

公开(公告)日：2015-05-28

申请号：PCT/US2014/067299

申请日：2014-11-25

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： CUNHA, Frank J. ,  KOSTKA, Jr., Stanislav

IPC: F02C7/12 ,  F02C7/18 ,  F02C7/24 ,  F02C3/14 ,  F01D25/12

CPC classification number: F23R3/002 ,  F01D5/188 ,  F01D9/023 ,  F01D25/12 ,  F02C7/18 ,  F02C7/24 ,  F05D2250/21 ,  F05D2250/23 ,  F05D2250/232 ,  F05D2250/24 ,  F05D2250/241 ,  F05D2250/324 ,  F05D2250/712 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/202 ,  F05D2260/2212 ,  F05D2260/2214 ,  F23R3/005 ,  F23R2900/03042

Abstract: An assembly for a turbine engine is provided. This turbine engine assembly includes a shell and a heat shield with a cooling cavity between the shell and the heat shield. The heat shield defines a plurality of cooling apertures and an indentation in a side of the heat shield opposite the cooling cavity. The cooling apertures are fluidly coupled with the cooling cavity. The indentation is configured such that cooling air, directed from a first of the cooling apertures, at least partially circulates against the side of the heat shield.

Abstract translation: 提供了一种用于涡轮发动机的组件。 该涡轮发动机组件包括外壳和在外壳和隔热罩之间具有冷却腔的隔热罩。 隔热罩限定了多个冷却孔和位于热屏蔽的与冷却腔相对的一侧的凹陷。 冷却孔与冷却腔流体耦合。 压痕被配置成使得从第一冷却孔引导的冷却空气至少部分地与隔热板的侧面循环。

公开(公告)号：WO2014070279A3

公开(公告)日：2014-07-10

申请号：PCT/US2013054949

申请日：2013-08-14

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORP

Inventor： AGGARWALA ANDREW S ,  GROVER ERIC A

IPC: F01D1/04 ,  F01D5/02 ,  F01D5/22 ,  F04D29/44

CPC classification number: F01D5/143 ,  F04D29/321 ,  F04D29/681 ,  F05D2240/303 ,  F05D2240/80 ,  F05D2250/711 ,  F05D2250/712 ,  Y02T50/673

Abstract: An airfoil array is disclosed. The airfoil array may include an endwall, and a plurality of airfoils radially projecting from the endwall. Each airfoil may have a first side and an opposite second side extending axially in chord between a leading edge and a trailing edge. The airfoils may be circumferentially spaced apart on the endwall thereby defining a plurality of flow passages between adjacent airfoils. The airfoil array may further include a convex profiled region extending from the endwall near the leading edge of at least one of said plurality of airfoils, and a concave profiled region in the endwall near a middle of at least one of said plurality of flow passages.

Abstract translation: 公开了一种翼型阵列。 翼型阵列可以包括端壁，以及从端壁径向突出的多个翼型件。 每个翼型可以具有在前缘和后缘之间沿弦轴向延伸的第一侧和相对的第二侧。 翼型件可以在端壁上沿圆周间隔开，从而在相邻翼型件之间限定多个流动通道。 翼型阵列可进一步包括从靠近所述多个翼型件中的至少一个的前缘的端壁和靠近所述多个流动通道中的至少一个的中间的端壁中的凹形轮廓区域延伸的凸形轮廓区域。

公开(公告)号：WO2014070280A3

公开(公告)日：2014-06-26

申请号：PCT/US2013054953

申请日：2013-08-14

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORP

Inventor： PRAISNER THOMAS J ,  AGGARWALA ANDREW S ,  GROVER ERIC A ,  JUREK RENEE J

IPC: F01D1/04 ,  F01D5/02 ,  F01D5/22 ,  F04D29/44

CPC classification number: F01D5/145 ,  F01D5/143 ,  F04D29/324 ,  F04D29/329 ,  F04D29/547 ,  F04D29/681 ,  F05D2240/123 ,  F05D2240/305 ,  F05D2250/712 ,  Y02T50/673

Abstract: An airfoil array is disclosed. The airfoil array may include an endwall, and a plurality of airfoils radially projecting from the endwall. Each airfoil may have a first side and an opposite second side extending axially in chord between a leading edge and a trailing edge. The airfoil array may further include a convex profiled region extending from the endwall adjacent the first side of at least one of said plurality of airfoils and near the leading edge of the at least one of said plurality of airfoils. The airfoil array may further include a concave profiled region in the endwall adjacent the first side of said at least one of said plurality of airfoils and aft of the convex profiled region.

Abstract translation: 公开了一种翼型阵列。 翼型阵列可以包括端壁和从端壁径向突出的多个翼型件。 每个翼型件可以具有在前缘和后缘之间沿弦向轴向延伸的第一侧和相对的第二侧。 翼型阵列还可以包括从邻近所述多个翼型中的至少一个翼型件的第一侧的端壁延伸并且在所述多个翼型中的至少一个翼型件的前缘附近的凸形轮廓区域。 翼型阵列还可包括邻近所述多个翼型件中的所述至少一个翼型件的第一侧和凸形轮廓区域的后端的端壁中的凹形轮廓区域。

公开(公告)号：WO2014070280A2

公开(公告)日：2014-05-08

申请号：PCT/US2013/054953

申请日：2013-08-14

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： PRAISNER, Thomas, J. ,  AGGARWALA, Andrew, S. ,  GROVER, Eric, A. ,  JUREK, Renee, J.

IPC: F01D9/00 ,  F02C3/04

CPC classification number: F01D5/145 ,  F01D5/143 ,  F04D29/324 ,  F04D29/329 ,  F04D29/547 ,  F04D29/681 ,  F05D2240/123 ,  F05D2240/305 ,  F05D2250/712 ,  Y02T50/673

Abstract: An airfoil array is disclosed. The airfoil array may include an endwall, and a plurality of airfoils radially projecting from the endwall. Each airfoil may have a first side and an opposite second side extending axially in chord between a leading edge and a trailing edge. The airfoil array may further include a convex profiled region extending from the endwall adjacent the first side of at least one of said plurality of airfoils and near the leading edge of the at least one of said plurality of airfoils. The airfoil array may further include a concave profiled region in the endwall adjacent the first side of said at least one of said plurality of airfoils and aft of the convex profiled region.

Abstract translation: 公开了一种翼型阵列。 翼型阵列可以包括端壁，以及从端壁径向突出的多个翼型件。 每个翼型可以具有在前缘和后缘之间沿弦轴向延伸的第一侧和相对的第二侧。 翼型阵列还可以包括从邻近所述多个翼型中的至少一个的第一侧并且在所述多个翼型中的至少一个的前缘附近的端壁延伸的凸起轮廓区域。 翼型阵列可以进一步包括端壁中的凹形轮廓区域，所述凹形轮廓区域邻近所述多个翼型中的所述至少一个的第一侧和凸形轮廓区域的后部。

公开(公告)号：WO2013135319A1

公开(公告)日：2013-09-19

申请号：PCT/EP2012/073354

申请日：2012-11-22

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

Inventor： BLUCK, Richard ,  HUGHES, Martin

IPC: F01D5/30 ,  F01D5/08

CPC classification number: F01D5/3007 ,  F01D5/081 ,  F01D5/18 ,  F05D2250/711 ,  F05D2250/712

Abstract: In accordance with the invention there is provided turbine arrangement, particularly a gas turbine arrangement, comprising at least one rotor blade (2) and a turbine disc (5), the rotor blade (2) comprising a root portion (1), the turbine disc (5) comprising at least one slot (40) in which the root portion (1) of the rotor blade (2) is secured. The slot (40) comprises a plurality of opposite pairs of slot lobes (100) and a plurality of opposite pairs of slot fillets (101), and a slot bottom (105) of the slot (40). The slot bottom (105) is arranged to comprise a first convex surface section (102). Furthermore the root portion (1) of the rotor blade (2) comprises a root bottom (50) comprising a first concave surface section (51) corresponding to the first convex surface section (102) of the slot bottom (105). Additionally, the first convex surface section (102) is pierced by an outlet (44) of a cooling duct (42) through the turbine disc (5).

Abstract translation: 根据本发明，提供涡轮装置，特别是包括至少一个转子叶片（2）和涡轮盘（5）的燃气轮机装置，转子叶片（2）包括根部（1），涡轮机 盘（5）包括固定有转子叶片（2）的根部（1）的至少一个槽（40）。 槽（40）包括多个相对的槽叶片对（100）和多个相对的一对缝隙（101）和槽（40）的狭槽底部（105）。 狭槽底部（105）被布置成包括第一凸表面部分（102）。 此外，转子叶片（2）的根部（1）包括根底部（50），其包括对应于槽底（105）的第一凸表面部分（102）的第一凹表面部分（51）。 此外，第一凸面部分（102）被冷却管道（42）的出口（44）穿过涡轮盘（5）刺穿。

公开(公告)号：WO2008029062A3

公开(公告)日：2008-05-29

申请号：PCT/FR2007051880

申请日：2007-09-06

Applicant: AIRBUS FRANCE ,  GANTIE FABRICE ,  DRUON YANN

Inventor： GANTIE FABRICE ,  DRUON YANN

IPC: F02C7/20 ,  F02C7/24 ,  F02K3/04

CPC classification number: F04D29/662 ,  F02C7/24 ,  F02K1/44 ,  F02K1/827 ,  F02K3/04 ,  F05D2230/90 ,  F05D2240/126 ,  F05D2250/33 ,  F05D2250/711 ,  F05D2250/712 ,  Y02T50/671

Abstract: The subject of the invention is an aircraft nacelle comprising a duct (36) through which a stream of gas flows, said duct (36) being delimited by two substantially concentric walls, an internal one (40) and an external one (42), coated at least partly by a coating designed to absorb a part of the acoustic energy and at least one partition (38, 38') extending over at least part of the length of the duct (36) between said internal and external walls (40, 42) where the profile of at least one wall (44, 46) of said at least one partition (38, 38') is defined in such a way as to increase the number of times that an acoustic beam is reflected onto the coating designed to absorb a part of the acoustic energy.

Abstract translation: 本发明的主题是飞机机舱，其包括管道（36），气流流过该管道，所述管道（36）由两个基本上同心的壁限定，内部一个（40）和外部一个（42）限定， 至少部分地由设计成吸收一部分声能的涂层和至少一个在所述内壁和外壁之间的管道（36）的长度的至少一部分上延伸的隔板（38,38'）涂覆， 42），其中所述至少一个分隔件（38,38'）的至少一个壁（44,46）的轮廓被限定为增加声束被反射到设计的涂层上的次数 以吸收一部分声能。

公开(公告)号：WO2005054633A1

公开(公告)日：2005-06-16

申请号：PCT/EP2004/013657

申请日：2004-11-30

Applicant: NUOVO PIGNONE HOLDING S.p.A. ,  SASSANELLI, Giuseppe

Inventor： SASSANELLI, Giuseppe

IPC: F01D17/16

CPC classification number: F01D17/162 ,  F01D5/14 ,  F01D5/141 ,  F05D2200/22 ,  F05D2200/221 ,  F05D2200/222 ,  F05D2200/24 ,  F05D2200/25 ,  F05D2240/128 ,  F05D2240/301 ,  F05D2250/16 ,  F05D2250/17 ,  F05D2250/70 ,  F05D2250/71 ,  F05D2250/711 ,  F05D2250/712 ,  F05D2260/74

Abstract: Variable nozzle (10) for a gas turbine fixed to a shaft (11) equipped with a pressurized upper surface (12) and a depressurized lower surface opposite to the upper surface (12), the variable nozzle comprises a series of substantially "C"-shaped sections, each having a first rounded end and a second rounded end each sec­tion of the series of sections also having the concavity facing upwards with respect to a base (90) and arranged one after another continuously, in the direction of an axis of the shaft (11) along a curved line (60), the at least second degree curved line (60) lies on a surface (70) having an axis orthogonal to the axis of the shaft (11) and also tilted with respect to the base (90) by an angle (80).

Abstract translation: 固定在具有加压上表面（12）的轴（11）和与上表面（12）相对的减压下表面的燃气轮机的可变喷嘴（10），所述可变喷嘴包括一系列基本上“C” 每个部分具有第一圆形端部和第二圆形端部，所述一系列部分的每个部分还具有相对于基部（90）面向上的凹部，并且沿着轴线方向连续布置 所述轴（11）沿着曲线（60），所述至少第二度曲线（60）位于具有与所述轴（11）的轴线正交的轴线的表面（70）上，并且还相对于所述轴线 基座（90）角度（80）。