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1. 发明专利

JP2014139431A Method of manufacturing turbo machine blade including shaped channel by lamination molding, turbo machine blade, and turbo machine 审中-公开
标题翻译：通过层压成型制造涡轮机叶片包括形状通道的方法，涡轮机叶片和涡轮机
公开(公告)号：JP2014139431A
公开(公告)日：2014-07-31
申请号：JP2013254596
申请日：2013-12-10
申请人： Nuovo Pignone Srl , ヌオーヴォピニォーネソチエタレスポンサビリタリミタータNuovo Pignone S.R.L.
发明人： IACOPO GIOVANNETTI , LORENZO COSI , PIERLUIGI TOZZI , MIRCO INNOCENTI , FRENCESCO PIRACCINI
IPC分类号： F01D9/02 , F01D25/32
CPC分类号： F01D5/18 , B22F3/1055 , B22F5/04 , F01D5/181 , F01D5/185 , F01D5/186 , F01D5/187 , F05D2230/22 , F05D2230/30 , F05D2230/31 , Y02P10/295 , Y10T29/49339
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a hollow blade for a turbo machine.SOLUTION: A hollow blade 50 of a turbo machine includes an aerofoil portion. The aerofoil portion is extended in the longitudinal direction over a certain length. The aerofoil portion is defined in the lateral direction by an outer surface. The aerofoil portion has at least one internal cavity 54, 55, and the at least one internal cavity 54, 55 is extended along the length, and defined in the lateral direction by an inner surface. The aerofoil portion has a set of channels 56, 57 extended from the outer surface to the inner surface. Opening portions of the channels 56, 57 of the outer surface are aligned along a curved line reflecting a constant-pressure line on the external surface. The lamination molding is effective and advantageous, in particular, for such a blade.
摘要翻译：要解决的问题：提供一种用于涡轮机的中空叶片。解决方案：涡轮机的中空叶片50包括机翼部分。机翼部分在长度方向上延伸一定长度。机翼部分在横向上由外表面限定。机翼部分具有至少一个内部空腔54,55，并且至少一个内部空腔54,55沿着该长度延伸，并且在横向方向上由内表面限定。机翼部分具有从外表面延伸到内表面的一组通道56,57。外表面的通道56,57的开口部分沿着反映外表面上的恒压线的曲线对齐。层压成型是有效和有利的，特别是对于这种叶片。

2. 发明专利

JP4308388B2 Bore tube assembly for a turbine rotor for steam cooling 有权
公开(公告)号：JP4308388B2
公开(公告)日：2009-08-05
申请号：JP33899199
申请日：1999-11-30
申请人：ゼネラル・エレクトリック・カンパニイGeneral Electric Company
发明人：イアン・デビッド・ウイルソン , トーマス・ダニエル・デシュテファーノ
IPC分类号： F01D5/08 , F02C7/18 , F01D5/18 , F02C7/00
CPC分类号： F01D5/185 , Y02T50/676

4. 发明专利

JP2004061105A Microcircuit 有权
公开(公告)号：JP2004061105A
公开(公告)日：2004-02-26
申请号：JP2003175178
申请日：2003-06-19
申请人： United Technol Corp , ユナイテッドテクノロジーズコーポレイションUnited Technologies Corporation
发明人： DRAPER SAMUEL DAVID
IPC分类号： F01D5/18 , F01D9/02 , F01D25/12 , F02C7/18 , F23M5/08 , F23R3/00 , F25D9/00 , F28D7/08
CPC分类号： F28F1/02 , F01D5/185 , F01D5/187 , F01D25/12 , F05D2260/607 , F23M5/085 , F23R3/002 , F28D7/08 , F28D7/087 , F28D2021/0029 , F28F2250/04 , F28F2260/02 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an improved design of a microcircuit for cooling aircraft components and the like.
SOLUTION: This microcircuit 7 connected for supplying coolant gas flow through an air craft part, comprises at least one inlet through which a coolant gas may enter, a circuit channel 29 extending from at least one inlet through which the coolant gas may flow, and at least one outlet attached to the circuit channel and discharging the coolant gas from the circuit channel 29. The circuit channel 29 is formed from the superimposition of a plurality of alternating surpentine circuits.
COPYRIGHT: (C)2004,JPO

5. 发明专利

JPS6117639B2 JPS6117639B2 - 失效
公开(公告)号：JPS6117639B2
公开(公告)日：1986-05-08
申请号：JP9230577
申请日：1977-08-02
申请人： Pittinger Charles B
发明人： SHINSHIA AN PITSUTEIJAA
IPC分类号： B26D1/553 , A01D34/416 , A01D34/73 , B26D1/547 , F01D5/18
CPC分类号： F01D5/185 , A01D34/4162 , Y02T50/676

6. 发明专利

KR102230700B1 KR102230700B1 - Gas turbin blade 有权
公开(公告)号：KR102230700B1
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：KR1020170116377A
申请日：2017-09-12
申请人： 한국기계연구원
发明人： 방제성 , 이정호 , 임형수 , 서정민 , 김진섭 , 강도원 , 손정락 , 이준식
IPC分类号： F01D5/18 , F01D5/28
CPC分类号： F01D5/185 , F01D5/141 , F01D5/183 , F01D5/188 , F01D5/28 , F01D5/288 , F05D2230/90 , F05D2240/303 , F05D2240/304 , F05D2260/20 , F05D2300/514 , F05D2300/611 , Y02T50/60
摘要： 본 발명은 가스 터빈용 블레이드에 관한 것으로서, 외측 구조물과, 내측 구조물과, 다수의 다공성 슬롯과, 냉각매체 채널을 포함한다. 외측 구조물은 내부가 빈 에어포일 형상으로 형성되고, 리딩 에지(leading edge)에서 트레일링 에지(trailing edge)를 향하는 코드(chord) 방향을 따라 이격되게 배치되는 다수의 안착홈을 구비한다. 내측 구조물은 외측 구조물의 내부에 수용되고, 외측 구조물의 내측면을 향해 돌출되어 외측 구조물의 내측면에 밀착되고 코드 방향을 따라 이격되게 배치되는 다수의 돌기부를 구비한다. 다공성 슬롯은 안착홈에 착탈 가능하게 결합되고, 코드 방향을 따라 외측 구조물에 이격되게 배치된다. 냉각매체 채널은 다공성 슬롯, 이웃하는 돌기부 및 내측 구조물의 외측면 사이에서 냉각매체가 유동되도록 형성된다.

7. 发明专利

JP2012097748A Axial compressor and associated operating method 有权
标题翻译：轴压缩机及相关操作方法
公开(公告)号：JP2012097748A
公开(公告)日：2012-05-24
申请号：JP2011241009
申请日：2011-11-02
申请人： Siemens Ag , シーメンスアクティエンゲゼルシャフト
发明人： BENKLER FRANCOIS , DUNGS SASCHA , HOELL HARALD
IPC分类号： F04D29/58 , F02C7/18 , F04D19/02 , F04D29/54
CPC分类号： F01D5/081 , F01D5/088 , F01D5/181 , F01D5/185 , F01D5/186 , F01D5/187 , F01D9/041 , F01D9/065 , F02C7/141 , F02C7/16 , F02C7/185 , F04D29/053 , F04D29/542 , F04D29/584 , F05D2240/20 , F05D2260/20 , F05D2260/201 , F05D2260/202 , F05D2260/208
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an axial compressor, especially for a gas turbine, for compressing a flow medium.SOLUTION: The compressor includes a plurality of compressor stator blades, which are assembled to form stator blade rows and fastened in each case on a stator blade carrier, and a plurality of compressor rotor blades, which are assembled to form rotor blade rows and fastened in each case on a compressor disk of a compressor shaft, wherein two consecutive compressor disks in each case enclose a hollow space lying between them, and wherein the last compressor disk, as seen in the flow direction of the flow medium, delimits a rear hollow space.
摘要翻译：要解决的问题：提供用于压缩流动介质的轴向压缩机，特别是用于燃气轮机的轴向压缩机。解决方案：压缩机包括多个压缩机定子叶片，其被组装成形成定子叶片排并且在每个壳体中固定在定子叶片载体上，以及多个压缩机转子叶片，其组装成形成转子叶片排并且在每种情况下紧固在压缩机轴的压缩机盘上，其中两个连续的压缩机盘在每种情况下都包围位于它们之间的中空空间，并且其中在流动介质的流动方向上看到的最后一个压缩机盘限定一个后空心空间。版权所有（C）2012，JPO＆INPIT

8. 发明专利

JPS59218303A Gas turbine blade 失效
标题翻译：气体涡轮叶片
公开(公告)号：JPS59218303A
公开(公告)日：1984-12-08
申请号：JP9155883
申请日：1983-05-26
申请人： Toshiba Corp
发明人： FUKUYAMA YOSHITAKA
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/185
摘要： PURPOSE:To improve cooling performance, by communicating a porous layer of heat resistant material in the effective part of a gas turbine blade to supply paths of a coolant and collecting the evaporated coolant from a passage inside the porous layer of heat resistant material. CONSTITUTION:The first coolant passage 5 consisting of a porous layer of heat resistant material is provided in a blade effective part 2 and communicated to coolant supply paths 3. A coolant evaporated in the side of an outer shell 6 of the first coolant passage 5 is allowed to flow into the second coolant passage 8 inside the first coolant passage 5 from pipes 9 mounted to an inner shell 7 and collected from a coolant collective path 4. In such way, liquid is used as the coolant, and its evaporation is utilized enabling high cooling perormance to be obtained.
摘要翻译：目的：为了提高冷却性能，通过在燃气轮机叶片的有效部分中连通耐热材料的多孔层，以提供冷却剂的路径并从耐热材料的多孔层内的通道收集蒸发的冷却剂。构成：由耐热材料的多孔层组成的第一冷却剂通道5设置在叶片有效部分2中并且连通到冷却剂供应路径3.在第一冷却剂通道5的外壳6侧蒸发的冷却剂是允许从安装到内壳7并从冷却剂集合路径4收集的管9流入第一冷却剂通道5内的第二冷却剂通道8中。以这种方式，液体被用作冷却剂，并且其蒸发被利用要获得高冷却效果。

9. 发明专利

JP2017116250A ガスタービンにおける燃料噴射器および段階的燃料噴射システム审中-公开
公开(公告)号：JP2017116250A
公开(公告)日：2017-06-29
申请号：JP2016240000
申请日：2016-12-12
申请人：ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ , General Electric Co
发明人： LACY BENJAMIN PAUL
IPC分类号： F23R3/28 , F01D9/02 , F23R3/34
CPC分类号： F01D25/12 , F01D5/185 , F01D9/023 , F01D9/041 , F01D9/065 , F02C3/04 , F02C3/14 , F02C7/222 , F02C7/224 , F05D2220/32 , F05D2240/123 , F05D2240/124 , F05D2240/35 , F05D2260/202 , F05D2260/232 , F05D2260/601 , F23R3/20 , F23R3/34
摘要：【課題】ガスタービンにおける燃料噴射器および段階的燃料噴射システムを提供する。【解決手段】タービンに円周方向離隔静翼列を備えたガスタービンである。静翼はそれぞれ、凹状の圧力側面と横方向に対向する凸状の吸引側面との間に規定されたエーロフォイルを具備していてもよい。列内の静翼のうちの少なくとも1つは、エーロフォイルの圧力側面を通して形成された入口と吸引側面を通して形成された出口との間でエーロフォイルを通って延びた横断ノズルと、静翼のエーロフォイルを通して形成された燃料チャネルであり、入口ポートが燃料チャネルを燃料供給に流体接続する上流端および出口ポートが燃料チャネルを横断ノズルに流体接続する下流端を有する、燃料チャネルと、を具備する燃料噴射器を備えていてもよい。【選択図】図1

10. 发明专利

JP2017116249A ガスタービンの燃焼システムにおける多段式の燃料および空気噴射审中-公开
公开(公告)号：JP2017116249A
公开(公告)日：2017-06-29
申请号：JP2016239999
申请日：2016-12-12
申请人：ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ , General Electric Co
发明人： HUGHES MICHAEL JOHN , BERRY JONATHAN DWIGHT
IPC分类号： F23R3/04 , F23R3/28 , F23R3/34
CPC分类号： F23R3/346 , F01D5/185 , F01D9/023 , F02C3/04 , F02C3/14 , F02C7/222 , F02C7/224 , F05D2220/32 , F05D2240/35 , F05D2260/201 , F05D2260/232 , F05D2260/601 , F23D11/408 , F23D11/44 , F23D14/70 , F23D2206/10 , F23R3/16 , F23R3/20 , F23R3/34 , F23R2900/03043 , F23R2900/03044 , F23R2900/03045 , F23R2900/03341
摘要：【課題】効率的なガスタービンを提供する。【解決手段】作動流体流路を画定するタービンに結合された燃焼器と、圧縮機排出キャビティと、前方インジェクタおよび多段インジェクタを含む多段噴射システムと、内側側壁と外側側壁との間の作動流体流路を横切って延在するように配置されたステータブレードと、を含むガスタービン。圧縮機排出キャビティに接続された上流側ポートならびに内側側壁および外側側壁の一方を貫通して形成された下流側ポートを含む取り入れ部と、多段インジェクタに接続された下流側ポートならびに内側側壁および外側側壁の他方を貫通して形成された上流側ポートを含む取り出し部と、ステータブレードの翼形部の内部を貫通して延在し、かつ取り入れ部の下流側ポートおよび取り出し部の上流側ポートに接続する冷却回路と、を含む一方向の連続した冷媒流路。【選択図】図7

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