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21. 发明申请

WO2015034150A2 가스 터빈용 블레이드 审中-公开
标题翻译：气体涡轮叶片
公开(公告)号：WO2015034150A2
公开(公告)日：2015-03-12
申请号：PCT/KR2014/002210
申请日：2014-03-17
申请人： 삼성테크윈 주식회사
发明人： 조명환 , 심재경
IPC分类号： F02C7/12
CPC分类号： F01D5/187 , F05D2250/185 , F05D2260/202
摘要： 가스 터빈용 블레이드는, 전연부와 후연부를 구비하며 유선형 단면을 갖는 날개부와, 외부로부터 압축 공기가 유입되는 유입구들을 구비하며 날개부의 일단부를 지지하는 지지부와, 일단이 유입구들의 각각에 연결되어 유입구들에서 유입된 압축 공기가 통과하도록 날개부의 내부에서 병렬적으로 연장하는 복수 개의 사행유로들을 구비한다.
摘要翻译：一种用于燃气轮机的叶片包括：叶片部分，其包括前边缘部分和后边缘部分，并且具有流线型横截面; 支撑部分，其包括入口，压缩空气从外部流动并支撑叶片部分的一端; 以及多个蛇形通道，其一端与每个入口连接，并且在叶片部分内平行地延伸，以使得能够通过每个入口接收的压缩空气通过。

22. 发明申请

WO2014055259A1 AIR COOLED TURBINE BLADE AND CORRESPONDING METHOD OF COOLING A TURBINE BLADE 审中-公开
标题翻译：空气冷却涡轮叶片和冷却风轮叶片的相应方法
公开(公告)号：WO2014055259A1
公开(公告)日：2014-04-10
申请号：PCT/US2013/060635
申请日：2013-09-19
申请人： GENERAL ELECTRIC COMPANY
发明人： MOLTER, Stephen, Mark , BRASSFIELD, Steven, Robert , STEGEMILLER, Mark, Edward , PEARSON, Shawn, Michael
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/187 , F01D5/147 , F01D5/18 , F01D5/186 , F01D5/188 , F05D2250/185 , F05D2260/20 , F05D2260/202 , F05D2260/203 , F05D2260/2212 , Y02T50/67 , Y02T50/676
摘要： Apparatuses and methods are taught for cooling a turbine blade wherein at least one circuit is isolated along a cool suction side of the blade and the circuit turns aft toward a trailing edge.
摘要翻译：教导了用于冷却涡轮机叶片的装置和方法，其中至少一个电路沿着叶片的冷抽吸侧被隔离，并且该回路朝后缘向后转。

23. 发明申请

WO2014035517A2 GAS TURBINE ENGINE TURBINE VANE PLATFORM CORE 审中-公开
标题翻译：气体涡轮发动机涡轮叶片平台核心
公开(公告)号：WO2014035517A2
公开(公告)日：2014-03-06
申请号：PCT/US2013044419
申请日：2013-06-06
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP
发明人： BERGMAN RUSSELL J , BACH LEONARD A , SPANGLER BRANDON W
CPC分类号： F01D9/02 , B22C9/04 , B22C9/10 , F01D5/187 , F01D9/041 , F01D25/12 , F05D2230/21 , F05D2230/211 , F05D2240/81 , F05D2250/185 , F05D2260/2214 , Y02T50/672 , Y02T50/676
摘要： A turbine vane for a gas turbine engine includes inner and outer platforms joined by a radially extending airfoil. The airfoil includes leading and trailing edges joined by spaced apart pressure and suction sides to provide an exterior airfoil surface. The airfoil includes an airfoil cooling passage. A platform cooling passage is arranged within at least one of the inner and outer platforms. The platform cooling passage includes multiple cooling regions with one of the cooling regions arranged beneath the airfoil cooling passage.
摘要翻译：用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片包括通过径向延伸的翼型件连接的内平台和外平台。翼型件包括通过间隔开的压力和吸力侧连接的前缘和后缘，以提供外部翼面表面。翼型件包括翼型件冷却通道。平台冷却通道布置在内平台和外平台中的至少一个中。平台冷却通道包括多个冷却区域，其中一个冷却区域布置在翼型冷却通道下方。

24. 发明申请

WO2014028418A1 PLATFORM COOLING CIRCUIT FOR A GAS TURBINE ENGINE COMPONENT 审中-公开
标题翻译：用于气体涡轮发动机部件的平台冷却回路
公开(公告)号：WO2014028418A1
公开(公告)日：2014-02-20
申请号：PCT/US2013/054613
申请日：2013-08-13
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： PAPPLE, Michael Leslie Clyde , BERGMAN, Russell J. , ENNACER, Mohammed , GREGG, Shawn J. , MONGILLO, Dominic J.
IPC分类号： F02C7/00 , F02C7/14
CPC分类号： F01D9/041 , F01D5/187 , F01D9/023 , F01D25/12 , F05D2220/32 , F05D2240/12 , F05D2240/81 , F05D2250/185 , F05D2260/201 , F05D2260/22141 , Y02T50/676
摘要： A component for a gas turbine engine according to an exemplary aspect of the present disclosure includes, among other things, a platform having a first path side and a second path side and a platform cooling circuit disposed on one of the first path side and the second path side of the platform. The platform cooling circuit includes a first core cavity, a cavity in fluid communication with the first core cavity, and a cover plate positioned to cover at least the cavity.
摘要翻译：根据本公开的示例性方面的用于燃气涡轮发动机的部件尤其包括具有第一路径侧和第二路径侧的平台以及设置在第一路径侧和第二路径侧中的一个上的平台冷却回路平台的路径一侧。平台冷却回路包括第一芯腔，与第一芯腔流体连通的空腔，以及定位成覆盖至少空腔的盖板。

25. 发明申请

WO2012112318A1 INTEGRATED AXIAL AND TANGENTIAL SERPENTINE COOLING CIRCUIT IN A TURBINE AIRFOIL 审中-公开
标题翻译：涡轮机空气中的集成式轴向和螺旋式冷却回路
公开(公告)号：WO2012112318A1
公开(公告)日：2012-08-23
申请号：PCT/US2012/023787
申请日：2012-02-03
申请人： SIEMENS ENERGY, INC. , LEE, Ching-Pang , JIANG, Nan , MARRA, John J. , RUDOLPH, Ronald J. , DALTON, John P.
发明人： LEE, Ching-Pang , JIANG, Nan , MARRA, John J. , RUDOLPH, Ronald J. , DALTON, John P.
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/188 , F01D5/186 , F01D5/187 , F05D2250/185 , F05D2260/2212
摘要： A continuous serpentine cooling circuit forming a progression of radial passages (44, 45, 46, 47A, 48A) between pressure and suction side walls (52, 54) in a MID region of a turbine airfoil (24). The circuit progresses first axially, then tangentially, ending in a last radial passage (48A) adjacent to the suction side (54) and not adjacent to the pressure side (52). The passages of the axial progression (44, 45, 46) may be adjacent to both the pressure and suction side walls of the airfoil. The next to last radial passage (47A) may be adjacent to the pressure side wall and not adjacent to the suction side wall. The last two radial passages (47A, 48A) may be longer along the pressure and suction side walls respectively than they are in a width direction, providing increased direct cooling surface area on the interiors of these hot walls.
摘要翻译：连续的蛇形冷却回路，形成在涡轮机翼型件（24）的MID区域中的压力和吸力侧壁（52,54）之间的径向通道（44,45,46,47A，48A）的进展。电路首先轴向前进，然后切向地结束于邻近吸力侧（54）并且不与压力侧（52）相邻的最后一个径向通道（48A）。轴向行进（44,45,46）的通道可以与翼型件的压力和吸力侧壁相邻。最后一个径向通道（47A）的下一个可以与压力侧壁相邻并且不与吸力侧壁相邻。最后两个径向通道（47A，48A）可以沿着压力和吸力侧壁分别比在宽度方向上更长，从而在这些热壁的内部提供增加的直接冷却表面积。

26. 发明申请

WO2011129298A1 ガスタービンエンジンおよびそのタービン静翼审中-公开
标题翻译：燃气涡轮机和涡轮机静叶片
公开(公告)号：WO2011129298A1
公开(公告)日：2011-10-20
申请号：PCT/JP2011/058997
申请日：2011-04-11
申请人：川崎重工業株式会社 , 篠田祐司 , 谷口智紀
发明人：篠田　祐司 , 谷口　智紀
IPC分类号： F01D9/02 , F02C7/18
CPC分类号： F01D9/065 , F01D9/02 , F05D2250/185 , F05D2260/20 , F05D2260/201
摘要：　ガスタービンエンジンは、少ない所要の空気流量で効果的に冷却できる冷却構造を備えたタービン静翼１を有する。タービン静翼は、燃焼ガス通路１８に臨んで配置される翼本体２を有する。翼本体は、内部に、ガスタービンエンジンの上流側に位置しかつガスタービンエンジンの中心軸に対して径方向に伸びる冷却通路２４を有する。翼本体は、冷却通路の径方向外側端部に接続する通路入口２８を有する。翼本体は、冷却空気を覆うように翼本体に固定された調整部材２９を有する。調整部材は、静翼のキャンバーラインＣＬに沿って互いに離間して配置されるとともに通路入口に開放されており、冷却空気を通路入口に向けて径方向内側に案内する２つの導入孔３０ａ，３０ｂが形成されている。
摘要翻译：所公开的燃气轮机具有设有冷却机构的涡轮固定叶片（1），该冷却机构可以以低所需的空气流速有效地冷却。涡轮固定叶片具有面向燃烧气体通道（18）设置的叶片主体（2）。叶片主体具有冷却通道（24），其设置在燃气涡轮发动机的上游侧的叶片主体中，并且相对于燃气涡轮发动机的中心轴线径向延伸。叶片主体具有连接到冷却通道的径向外端部的通道入口（28）。叶片主体具有固定到叶片主体以便覆盖冷却空气的调节构件（29）。沿着固定叶片的外倾线（CL）在调节构件上彼此分开并且向通道入口敞开的两个入口（30a，30b）将冷却的空气向内径向引导通道入口。

27. 发明申请

WO2011046063A1 タービン翼审中-公开
标题翻译：涡轮叶片
公开(公告)号：WO2011046063A1
公开(公告)日：2011-04-21
申请号：PCT/JP2010/067659
申请日：2010-10-07
申请人：株式会社IHI , 仲俣千由紀 , 藤本秀
发明人：仲俣　千由紀 , 藤本　秀
IPC分类号： F01D5/18 , F02C7/18
CPC分类号： F01D5/187 , F05D2230/211 , F05D2240/122 , F05D2240/304 , F05D2250/185 , F05D2260/2214 , F05D2260/22141 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要：　中空領域に供給される冷却ガスによって冷却可能なタービン翼であって、冷却ガスを背側壁面と腹側壁面との間において繰り返し蛇行させて導く蛇行流路がハブ側からチップ側に向けて連続して複数配列され、隣り合う前記蛇行流路が異なる繰り返しパターンにて前記冷却ガスを蛇行させるタービン翼。
摘要翻译：公开了一种能够被供应到中空区域的冷却剂气体冷却的涡轮机叶片，其中在使冷却剂气体重复弯曲的同时在后壁表面和腹壁表面之间引导冷却剂气体的多个曲折流动路径是从轮毂侧向芯片侧连续排列，并且彼此相邻的曲折流动路径使冷却剂气体以不同的重复图案曲折。

28. 发明申请

WO2009118235A3 GUIDE VANE FOR A GAS TURBINE 审中-公开
标题翻译：叶片的燃气轮机
公开(公告)号：WO2009118235A3
公开(公告)日：2010-11-25
申请号：PCT/EP2009052570
申请日：2009-03-05
申请人： ALSTOM TECHNOLOGY LTD , HOFMANN WILLY HEINZ , DUECKERSHOFF ROLAND , WARDLE BRIAN KENNETH
发明人： HOFMANN WILLY HEINZ , DUECKERSHOFF ROLAND , WARDLE BRIAN KENNETH
IPC分类号： F01D5/14 , F01D5/18 , F01D9/04
CPC分类号： F01D5/147 , F01D5/187 , F01D9/041 , F05D2220/3215 , F05D2230/21 , F05D2240/301 , F05D2250/185 , F05D2260/22141
摘要： The invention relates to a guide vane (20) for a gas turbine (10), in particular for a low-pressure turbine (18) of a gas turbine (10) with sequential combustion, comprising a vane (22) that extends in the radial direction between an inner platform (23) and an outer platform (21), extending in the inner cooling channel thereof (30, 31, 32), through which a cooling medium, in particular cooling air, for cooling the guide vane (20) can flow. In said type of guide vane, the desired service life and cooling, in relation to the used casting process is achieved such that the vane (22) comprises a transversal surface of the blade material in the radial direction, that varies about the height (h) of the vane (22).
摘要翻译：一种用于燃气涡轮机（10），特别是用于燃气涡轮机（10）具有连续燃烧的低压涡轮（18），叶片（20），包括一个在其内的平台（23）和外平台（21）延伸的翼型件之间的径向方向（22），在其内部冷却通道（30，31，32）上延伸，可通过该冷却介质流路，尤其是冷却空气，用于冷却所述导向叶片（20）。通过这样的叶片所需的使用寿命，并且相对于所使用的铸造工艺的冷却是这样实现的，所述叶片（22）具有在在所述翼型件（22）的高度（h）改变所述径向方向上的叶片材料的横截面面积。

29. 发明申请

WO2009000244A1 DETEKTIONSEINRICHTUNG ZUM DETEKTIEREN VON EISABLAGERUNGEN AN GASTURBINENBAUTEILEN UND GASTURBINE MIT EINER SOLCHEN DETEKTIONSEINRICHTUNG 审中-公开
标题翻译：检测装置冰沉积物燃气涡轮部件及燃气轮机这样的检测装置检测
公开(公告)号：WO2009000244A1
公开(公告)日：2008-12-31
申请号：PCT/DE2008/001004
申请日：2008-06-13
申请人： MTU AERO ENGINES GMBH , GERLACH, Christof , ZEISBERGER, Andreas
发明人： GERLACH, Christof , ZEISBERGER, Andreas
IPC分类号： G01N27/22 , B64D15/20
CPC分类号： G01N27/226 , F01D17/02 , F02C7/00 , F02C7/047 , F05D2240/121 , F05D2240/303 , F05D2250/185 , F05D2260/80 , Y02T50/671
摘要： Die Erfindung betrifft eine Detektionseinrichtung zum Detektieren von Eisablagerungen an Gasturbinenbauteilen (12), wobei die Detektionseinrichtung eine Folie (32) aufweist, sowie eine Leiterbahn- Anordnung (18, 20) für die Bildung wenigstens eines als kapazitiver Sensor (16) ausgebildeten Sensors (16) für die Erfassung von Eis an dem Gasturbinenbauteil (12), und ferner ein Verfahren zur Detektion von Eisablagerungen an Gasturbinenbauteilen mittels eines kapazitiven Sensors (16), wobei das Verfahren die Schritte aufweist: - Messen zumindest eines Kennwerts, dessen Größe von der Kapazität im Zwischenraum (28) zwischen den einander zugeordneten Leitern bzw. Elektroden des kapazitiven Sensors (16) abhängt; und - Durchführen einer Auswertung, wobei im Rahmen dieser Auswertung in Abhängigkeit der Größe des wenigstens einen gemessenen Kennwertes ermittelt wird, ob im Zwischenraum (28) zwischen den einander zugeordneten Leitern bzw. Elektroden des kapazitiven Sensors (16) Eis bzw. Eisablagerungen gegeben sind.
摘要翻译：本发明涉及一种检测装置，用于检测燃气涡轮机部件上积冰（12），其中所述检测装置包括用于在形成在所述传感器的电容式传感器（16）中的至少一个的片材（32），以及一个印刷导体装置（18，20）（16 ）为所述燃气涡轮机部件（12）上的检测冰的，并且通过电容式传感器（16）还用于检测在燃气涡轮机部件冰沉积物的方法，该方法包括以下步骤： - 测量至少一个特征值，在所述电容的大小空间（28）之间取决于所述电容传感器（16）的相互关联的导体或电极之间; 和 - 进行评价，其特征在于，所确定的至少一个在该评价中测量的特性值，根据其大小，无论是在相互关联的导体或所述电容式传感器的电极之间的中间空间（28）（16）的冰或冰堆积中给出。

30. 发明申请

WO2007050205A3 SERPENTINE COOLING CIRCUIT AND METHOD FOR COOLING A GAS TURBINE PART 审中-公开
标题翻译： SERPENTINE冷却电路和用于冷却气体涡轮部分的方法
公开(公告)号：WO2007050205A3
公开(公告)日：2007-09-20
申请号：PCT/US2006036523
申请日：2006-09-19
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP , LUTJEN PAUL M , GROGG GARY L
发明人： LUTJEN PAUL M , GROGG GARY L
IPC分类号： F01D5/18 , F01D25/12
CPC分类号： F01D5/187 , F01D25/12 , F05D2250/185 , F23M5/085 , F23R3/002 , F28D2021/0078 , F28F13/06
摘要： A compact heat exchanger for providing coolant gas flow through a gas turbine component is provided. The compact heat exchanger reduces internal pressure losses through the compact heat exchanger. The compact heat exchanger has at least one inlet through which a coolant gas may enter, a circuit channel in fluid communication with the at least one inlet, and at least one outlet in fluid communication with the circuit channel through which the coolant gas may- exit the circuit channel. The circuit channel is formed from superimposition of a plurality of alternating serpentine circuits, where at least one crossover of the circuit channel has a flow stabilizer that is formed in the channel and reduces internal pressure losses in the circuit channel.
摘要翻译：提供了一种用于提供通过燃气轮机部件的冷却剂气体的紧凑型热交换器。紧凑型热交换器通过紧凑型热交换器降低内部压力损失。紧凑型热交换器具有冷却剂气体可以进入的至少一个入口，与至少一个入口流体连通的回路通道，以及与电路通道流体连通的至少一个出口，冷却剂气体可通过该出口离开电路通道。电路通道由多个交替的蛇形电路的叠加形成，其中电路通道的至少一个交叉具有形成在通道中的流动稳定器并且减小电路通道中的内部压力损失。

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