公开(公告)号：WO2018044571A1

公开(公告)日：2018-03-08

申请号：PCT/US2017/047145

申请日：2017-08-16

Applicant: FLORIDA TURBINE TECHNOLOGIES, INC.

Inventor： DOWNS, James, P.

IPC: F01D9/06

CPC classification number: F01D9/065 ,  F01D5/187 ,  F01D5/189 ,  F05D2240/81 ,  F05D2260/201

Abstract: A turbine stator vane with a closed-loop sequential impingement cooling circuit with an impingement cooling insert that includes a three-pass serpentine flow cooling circuit, where each leg of the circuit includes a cooling air supply channel and a return channel with rows of impingement cooling holes and rows of return openings connecting them together. Cooling air return channels are located at the outer diameter and the inner diameter of the vane to direct cooling air from the first leg and into the second and third legs in series. Impingement holes are formed on impingement surfaces that alternate with return slots formed in the insert.

Abstract translation: 具有闭环连续冲击冷却回路的涡轮定子叶片，冲击冷却嵌入件包括三通蛇形流动冷却回路，其中回路的每个支路包括冷却空气供应通道和 具有成排的冲击冷却孔和多排返回开口将返回通道连接在一起的返回通道。 冷却空气回流通道位于叶片的外径和内径处，以将来自第一支路的冷却空气串联到第二支路和第三支路中。 冲击孔形成于与插入件上形成的返回槽交替的冲击表面上。

公开(公告)号：WO2018009418A1

公开(公告)日：2018-01-11

申请号：PCT/US2017/040142

申请日：2017-06-29

Applicant: GENERAL ELECTRIC COMPANY

Inventor： MONTY, Joseph, Douglas ,  JACOBSON, John, Carl ,  HOWELL, Stephen, John

IPC: F23R3/00 ,  F23R3/54

CPC classification number: F23R3/002 ,  F02C3/04 ,  F02C7/18 ,  F05D2220/32 ,  F05D2240/35 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/202 ,  F23R3/54 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03043 ,  F23R2900/03044 ,  Y02T50/675

Abstract: A combustor assembly for use in a gas turbine engine includes a combustor liner that defines a combustion chamber and includes an axial combustion portion and a curved transition portion. The combustion liner also includes an inner surface and an outer surface and a first plurality of cooling channels defined between the inner and outer surfaces. The combustor assembly also includes a sleeve substantially circumscribing the combustor liner such that an annular cavity is defined between the combustor liner and the sleeve. The sleeve includes a second plurality of cooling channels defined therethrough that are configured to channel a fluid against the combustor liner outer surface.

Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机的燃烧器组件包括限定燃烧室并包括轴向燃烧部分和弯曲过渡部分的燃烧器衬套。 燃烧衬套还包括内表面和外表面以及限定在内表面和外表面之间的第一多个冷却通道。 燃烧器组件还包括基本外接燃烧器衬套的套筒，使得在燃烧器衬套和套筒之间限定环形空腔。 套筒包括穿过其限定的第二多个冷却通道，所述第二冷却通道构造成将流体引导靠着燃烧器衬里外表面。

公开(公告)号：WO2017085380A1

公开(公告)日：2017-05-26

申请号：PCT/FR2016/052921

申请日：2016-11-10

Applicant: SAFRAN HELICOPTER ENGINES

Inventor： HALLOUIN, Baptiste ,  BREINING, Jean-Luc ,  LABERNY, Damien

IPC: F01D5/18 ,  F01D9/06

CPC classification number: F01D5/188 ,  F01D9/065 ,  F05D2260/201 ,  Y02T50/676

Abstract: L'invention concerne une aube d'un distributeur d'une turbomachine équipée d'un système de refroidissement comprenant un insert (22) agencé à l'intérieur d'une cavité (24) interne de ladite aube, relié à une entrée (26) d'air de refroidissement de l'aube et adapté pour refroidir la surface de la cavité (24) interne de l'aube, un dispositif de prélèvement, configuré pour prélever une partie de l'air de refroidissement à l'intérieur de l'insert (22) et adapté pour la transmettre vers un moyeu central de la turbomachine. Le dispositif de prélèvement comprend une tête (30) de prélèvement, disposée dans la cavité (24) interne de l'aube et traversant une ouverture (34) de l'insert, et configurée pour prélever une partie de l'air de refroidissement à l'intérieur de l'insert (22).

Abstract translation: 本发明涉及配备有冷却系统的涡轮机的分配器的叶片，所述冷却系统包括布置的插入件（22） ＆Agrave; cavit eacute的内部 （24）连接到所述叶片的内部 ＆Agrave; 叶片的冷却空气的入口（26）并且被适配 冷却空腔表面; （24）内部黎明，用于预定义，配置的设备 去除一些冷却空气; 插入件（22）的内部并适合于它 将其传输到涡轮机械的中央枢纽。 预张紧装置包括设置在空腔中的预张紧头（30）。 （24）内部黎明并穿过所述插入件的开口（34），并且构造成移除一部分冷却空气， 插入物（22）的内部。

公开(公告)号：WO2017042448A1

公开(公告)日：2017-03-16

申请号：PCT/FR2016/052116

申请日：2016-08-24

Applicant: POLY SHAPE (SAS)

Inventor： IMPELLIZZERI, Frédéric ,  ABED, Stéphane

IPC: F01D9/02 ,  F01D25/14 ,  F02C6/12 ,  F02B39/00

CPC classification number: F01D9/026 ,  F01D25/145 ,  F02B39/005 ,  F02B39/16 ,  F02C6/12 ,  F05D2220/40 ,  F05D2250/283 ,  F05D2260/201

Abstract: Carter pour machines tournantes, en particulier pour turbomachines, comprenant une chambre (2) destinée au logement d'une turbine, et un conduit (3) de circulation de gaz débouchant dans ladite chambre, le carter présentant au moins un évidement (4) entourant au moins une partie du conduit de circulation de gaz (3). Turbomachine comprenant un carter correspondant et procédé de fabrication de carter correspondant.

Abstract translation: 旋转机器，特别是用于涡轮机的套管，包括用于容纳涡轮机的腔室（2）和通向所述腔室的气体循环管道（3），所述壳体具有至少一个空腔（4），所述空腔围绕至少一部分 气体循环管道（3）。 涡轮机包括相应的套管和相应的套管制造方法。

公开(公告)号：WO2017026314A1

公开(公告)日：2017-02-16

申请号：PCT/JP2016/072500

申请日：2016-08-01

Applicant: 三菱日立パワーシステムズ株式会社

Inventor： 大友　宏之 ,  羽田　哲

IPC: F01D9/04 ,  F01D11/00 ,  F02C7/18

CPC classification number: F01D9/041 ,  F01D9/04 ,  F01D11/00 ,  F01D11/005 ,  F01D25/12 ,  F02C7/18 ,  F05D2220/32 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/202

Abstract: 静翼（５０）のシュラウドには、冷却空気（Ａｃ）が流入する空洞（６９）と連通し周方向端面（６３）で開口する複数の周方向噴出通路（９５）が形成されている。周方向端面（６３）内の中央領域（９１）と、周方向端面（６３）内の上流側領域（９２）と、周方向端面（６３）内の下流側領域（９３）とのうち、少なくとも中央領域（９１）に複数の周方向噴出通路（９５）の開口が形成されている。軸方向（Ｄａ）における単位長さ当たりの周方向噴出通路（９５）の開口の数である密度は、中央領域（９１）が最も高い。

Abstract translation: 固定叶片（50）的护罩在其中形成有多个周向喷射通道（95），其与冷却空气（Ac）流动并且在周向端面（63）上开口的空腔（69）连接。 在周向端面（63）的中央区域（91）中，周向端面（63）中的上游侧区域（92）和周向端面（63）的下游侧区域（93） 至少在中心区域（91）形成多个周向喷射通道（95）的开口。 作为沿轴向（Da）的每单位长度的周向喷射通道（95）的开口的数量的密度在中心区域（91）中最高。

公开(公告)号：WO2017003421A1

公开(公告)日：2017-01-05

申请号：PCT/US2015/038266

申请日：2015-06-29

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

Inventor： CARLSON, Andrew ,  STOKER, Kyle C.

IPC: F23R3/00 ,  F23R3/42 ,  F23R3/46 ,  F23R3/60 ,  F01D9/02

CPC classification number: F23R3/002 ,  F01D9/023 ,  F05D2250/12 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/202 ,  F05D2260/205 ,  F05D2260/31 ,  F23R3/425 ,  F23R3/46 ,  F23R3/60 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03044

Abstract: An arrangement (14) including: a wall (34) having raised ribs (36) defining a perimeter (66) and a plurality of pockets (52) within the perimeter; a stud (100) extending from the wall into a respective pocket; a cover sheet (12) disposed over the wall and in contact with the perimeter; an array of sheet landings (70) formed in the cover sheet, each sheet landing extending into a respective pocket and having an impingement hole (76); a stud hole (110) formed in one of the sheet landings for receiving the stud there through; a spacer (102) spanning the stud hole and having an opening receiving the stud there through, and a fastener (104) engaged onto the stud and urging the spacer and cover sheet toward the wall to preload the cover sheet against the perimeter, the spacer leg establishing a positive stop controlling a magnitude of the perimeter preload (92).

Abstract translation: 一种布置（14），包括：壁（34），其具有限定周界（66）的凸起肋（36）和在所述周边内的多个凹穴（52）; 从所述壁延伸到相应的口袋中的螺柱（100） 设置在所述壁上并与所述周边接触的覆盖片（12）; 形成在所述覆盖片中的片状着陆阵列（70），每个片材着陆部延伸到相应的口袋中并具有冲击孔（76）; 形成在所述片材台面之一中的螺柱孔（110），用于在其上接纳所述螺柱; 间隔件（102）跨越螺柱孔并且具有通过其接收螺柱的开口;以及紧固件（104），其接合到螺柱上并将间隔件和覆盖片推向壁以将盖片预压在周边上，间隔件 建立一个积极的停止控制周边预载荷的大小（92）。

公开(公告)号：WO2016133486A1

公开(公告)日：2016-08-25

申请号：PCT/US2015/015991

申请日：2015-02-16

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

Inventor： BRUNELLI, Marco Claudio Pio ,  KHAN, Sameer Ahmed ,  LAGROW, Matthew J. ,  PANKEY, William W. ,  MARUSSICH, Walter H. ,  SUAREZ-CROSSE, Beatriz ,  LANDIS, Kenneth K.

IPC: F01D9/04 ,  F01D11/08

CPC classification number: F01D9/04 ,  F01D11/08 ,  F05D2240/11 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/205

Abstract: A ring segment system (100) for a gas turbine engine (10) is disclosed. The ring segment system (100) may be formed from ring segments (50) that circumferentially surround a rotor assembly (40). The ring segments (50) may each include a carrier portion (34) that is coupled to a vane carrier (28), and a heat shielding portion (38) that is detachably coupled to the carrier portion (34). The detachable coupling may allow the heat shielding portion (38) to be uncoupled from the carrier portion (34) and removed from the gas turbine engine (10) axially. The ring segments (50) may further include cooling fluid supply channels (72) that allow cooling fluid to flow from a radially outward facing backside (42) of the ring segments (50) to a radially inward facing front side (46). Additionally, the ring segments (50) may also include ingestion prevention channels (76) that allow cooling fluid to create a barrier over the gap (80) between the ring segments (50) and the adjacent vane (18).

Abstract translation: 公开了一种用于燃气涡轮发动机（10）的环形段系统（100）。 环形段系统（100）可以由围绕转子组件（40）的环形段（50）形成。 环段（50）可以各自包括联接到叶片载体（28）的载体部分（34）和可拆卸地联接到载体部分（34）的热屏蔽部分（38）。 可拆卸联接器可以允许热屏蔽部分38从载体部分34脱离并且从燃气涡轮发动机10轴向移除。 环段（50）还可以包括冷却流体供应通道（72），其允许冷却流体从环形段（50）的径向向外的后侧（42）流动到径向向内的前侧（46）。 此外，环段（50）还可以包括允许冷却流体在环段（50）和相邻叶片（18）之间的间隙（80）上产生阻挡的防止摄入通道（76）。

公开(公告)号：WO2016058855A1

公开(公告)日：2016-04-21

申请号：PCT/EP2015/072911

申请日：2015-10-05

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

Inventor： DE LAZZER, Armin

IPC: F01D5/08

CPC classification number: F01D5/082 ,  F01D5/08 ,  F01D5/081 ,  F05D2260/201

Abstract: Die Erfindung betrifft eine Strömungsmaschine, insbesondere eine Dampfturbine (2, 12, 13), mit einer Abschirmung (27) und einer Kühlmittelzuführung (36), die einen kalten Zwischenüberhitzerdampf auf den Rotor (21) strömt, wobei zusätzlich in die Abschirmung (27) Zuführungsbohrungen angeordnet sind, die einen Teil des heißen Einströmdampfes in den Kühlbereich (37) zwischen Abschirmung (27) und Rotor (21) bringt, um dadurch eine bessere Vermischung zu haben, um die Temperatur des Rotors (21) an dieser thermisch belasteten Stelle zu erhöhen, damit in einem Störfall (Ausfall der Kühlmittelleitung) der Temperaturwechsel moderat ausfällt.

Abstract translation: 本发明涉及一种涡轮机，尤其是汽轮机（2，12，13）配有一个护罩（27）和一个冷却剂源（36）流过冷再热器蒸汽到所述转子（21），除所述屏蔽（27） 供给孔被布置在屏蔽件（27）和转子（21）之间使在冷却区（37）所涉及的热Einströmdampfes的部分，从而具有更好的混合，在该热负荷点的转子（21）的温度 增加，使得在温度变化的入射（冷却剂管路损失）失败适中。

公开(公告)号：WO2016047237A1

公开(公告)日：2016-03-31

申请号：PCT/JP2015/069520

申请日：2015-07-07

Applicant: 三菱日立パワーシステムズ株式会社

Inventor： 近藤　隆博 ,  橋本　真也 ,  谷口　健太

IPC: F02C7/28 ,  F02C7/18 ,  F01D11/00 ,  F16J15/06

CPC classification number: F01D11/14 ,  F01D9/023 ,  F01D11/001 ,  F01D11/003 ,  F01D11/005 ,  F01D11/10 ,  F01D25/12 ,  F01D25/24 ,  F02C7/24 ,  F02C7/28 ,  F05D2230/31 ,  F05D2240/11 ,  F05D2260/201 ,  F16J15/162 ,  F16J15/4476

Abstract: 　シール構造は、燃焼ガス流路に面して配置される第一部材と、第二部材と、燃焼ガス流路の外側に配置される第三部材と、第一端面及び第二端面の少なくとも一方の燃焼ガス流路側に形成される耐熱被膜部と、耐熱被膜部よりも外側で第一端面及び第二端面に配置される接触部とを備える。接触部は、第一部材及び第二部材が接近する方向に相対移動した場合に耐熱被膜部と対向する面との間に隙間が形成した状態で、接触して前記相対移動を規制する。

Abstract translation: 密封结构包括：设置成面对燃烧气体通道的第一构件; 第二名成员 设置在燃烧气体通道的外侧的第三构件; 在第一端面和第二端面中的至少一个上形成在燃烧气体通道侧上的耐热覆盖部分; 以及接触部分，其设置在比耐热覆盖部分更靠外部的第一端面和第二端面上。 当第一构件和第二构件相对于彼此靠近的方向相对移动时，接触部分通过与所述构件接触而限制相对运动，并且在耐热覆盖部分和相对面之间形成间隙。

公开(公告)号：WO2016030157A1

公开(公告)日：2016-03-03

申请号：PCT/EP2015/068015

申请日：2015-08-05

Applicant: SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

Inventor： MUGGLESTONE, Jonathan

IPC: F01D5/18

CPC classification number: F01D5/187 ,  F01D5/188 ,  F01D5/189 ,  F01D9/041 ,  F01D25/12 ,  F05D2240/12 ,  F05D2240/30 ,  F05D2240/81 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/205

Abstract: The present invention relates to a turbine assembly (10, 10a, 10b) comprising a basically hollow aerofoil (12) having at least a main cavity (14) with at least an impingement tube (16, 16b), which is insertable inside the main cavity (14) of the hollow aerofoil (12) and is used for impingement cooling of at least an inner surface (18) of the main cavity (14), and with at least a platform (20, 20'), which is arranged at a radial end (22, 22') of the hollow aerofoil (12), and with at least a cooling chamber (24, 24') used for cooling of at least the platform (20, 20') and which is arranged relative to the hollow aerofoil (12) on an opposed site of the at least one platform (20, 20') and wherein the at least one cooling chamber (24, 24') is limited at a first radial end (26, 26') by at least one a wall segment (28, 28') of the platform (20, 20') and at an opposed radial second end (30, 30') from at least a cover plate (32, 32'), and wherein the impingement tube (16, 16b) extends in span wise direction (34) at least completely through the cooling chamber (24, 24') from the platform (20, 20') to the cover plate (32, 32'). To minimised aerofoil cooling feed temperatures and increase impingement cooling effectiveness the impingement tube (16, 16b) restricts a sub-cavity (36) of the main cavity (14) and wherein the at least one wall segment (28, 28') of the at least one platform (20, 20') comprises at least one entry aperture (38, 38'; 38a, 38a') for a cooling medium (40) to enter through the at least one entry aperture (38, 38'; 38a, 38a') from the at least one cooling chamber (24, 24') of the at least one platform (20, 20') into the sub-cavity (36) of the hollow aerofoil (12).

Abstract translation: 本发明涉及一种涡轮组件（10,10a，10b），其包括具有至少一个具有至少一个冲击管（16,16b）的主空腔（14）的基本上中空的机翼（12），该空腔可插入主体 所述空心机翼（12）的空腔（14）并且用于至少一个主空腔（14）的内表面（18）的冲击冷却，以及至少一个平台（20,20'），所述平台 在所述中空翼面（12）的径向端（22,22'）处，以及至少一个冷却室（24,24'），用于至少冷却所述平台（20,20'），所述冷却室相对于所述冷却室 到所述至少一个平台（20,20'）的相对位置上的所述中空机翼（12），并且其中所述至少一个冷却室（24,24'）被限制在第一径向端（26,26'）处， 通过所述平台（20,20'）的至少一个壁段（28,28'）和至少一个盖板（32,32'）的相对的径向第二端（30,30'），并且其中 冲击管（16,16b）以跨度w延伸 所述方向（34）至少完全通过所述冷却室（24,24'）从所述平台（20,20'）到所述盖板（32,32'）。 为了最小化机翼冷却进料温度并增加冲击冷却效果，冲击管（16,16b）限制主腔（14）的子腔（36），并且其中至少一个壁段（28,28'） 至少一个平台（20,20'）包括至少一个入口孔（38,38'; 38a，38a'），用于冷却介质（40）通过所述至少一个进入孔（38,38'; 38a）进入 ，38a'）从所述至少一个平台（20,20'）的所述至少一个冷却室（24,24'）进入所述中空机翼（12）的子空腔（36）。