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41. 发明申请

WO2014053272A2 METHOD FOR MANUFACTURING A TURBINE ASSEMBLY 审中-公开
标题翻译：制造涡轮组件的方法
公开(公告)号：WO2014053272A2
公开(公告)日：2014-04-10
申请号：PCT/EP2013/067527
申请日：2013-08-23
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： MUGGLESTONE, Jonathan
IPC分类号： C23C4/00 , F01D9/04 , F01D5/18 , F01D5/28
CPC分类号： B23P15/02 , C23C4/00 , F01D5/147 , F01D5/186 , F01D5/288 , F01D9/041 , F05D2240/121 , F05D2240/124 , F05D2260/202 , Y10T29/49321
摘要： The present invention relates to a method for manufacturing a turbine assembly (10, 10a), which comprises at least two aerofoils (12, 14) that are arranged adjacent towards each other and are embodied as a twin vane segment (40, 40a). To provide a proper and reliable protection the method comprises at least the following steps: - processing the turbine assembly (10, 10a) with a first protection technique that provides a first protection for the at least two adjacent aerofoils (12, 14), wherein at least one region (16) of one aerofoil (14) of the at least two adjacent aerofoils (12, 14) remains unprocessed, - pre-processing of the at least one region (16) of the one aerofoil (14) of the at least two adjacent aerofoils (12, 4) that will remain unprocessed by the processing with the first protection technique or post-processing of the at least one region (16) of the one aerofoil (14) of the at least two adjacent aerofoils (12, 14) that remained unprocessed by the processing with the first protection technique with a second protection technique that provides a second protection for the at least one region (16) of the one aerofoil (14) of the 2 at least two adjacent aerofoils (12, 14) that will remain unprocessed or that remained unprocessed, wherein the first and the second protection techniques differ from one another.
摘要翻译：制造涡轮机组件（10,10a）的方法技术领域本发明涉及一种用于制造涡轮机组件（10,10a）的方法，该涡轮机组件（10,10a）包括至少两个翼型件（12,14），所述至少两个翼型件彼此相邻布置并且构造为双叶片段（40,40a）。为了提供适当且可靠的保护，该方法至少包括以下步骤： - 利用第一保护技术处理涡轮机组件（10,10a），该第一保护技术为至少两个相邻机翼（12,14）提供第一保护，其中所述至少两个相邻翼型（12,14）中的一个翼型（14）的至少一个区域（16）保持未加工， - 所述至少两个相邻翼型（12,14）的所述一个翼型（14）的所述至少一个区域至少两个相邻的翼型件（12,4），所述至少两个相邻翼型件（12,4）将通过利用第一保护技术的处理或至少两个相邻翼型的一个翼型（14）的至少一个区域（16）的后处理保持未处理所述第二保护技术为所述两个至少两个相邻翼型的所述一个翼型（14）的所述至少一个区域（16）提供第二保护，所述第二保护技术通过所述第一保护技术的处理保持未处理 12，14）将保持未处理或那仍未处理，其中第一种和第二种保护技术彼此不同。

42. 发明申请

WO2014011242A3 HYBRID AIRFOIL FOR A GAS TURBINE ENGINE 审中-公开
标题翻译：用于气体涡轮发动机的混合气体
公开(公告)号：WO2014011242A3
公开(公告)日：2014-03-27
申请号：PCT/US2013032918
申请日：2013-03-19
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP
发明人： MIRONETS SERGEY , PIETRASZIEWICZ EDWARD F , STAROSELSKY ALEXANDER , ZELESKY MARK F
IPC分类号： F01D5/28 , F01D5/12 , F02C7/00
CPC分类号： F01D5/147 , F01D5/28 , F01D5/282 , F01D9/02 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2300/6033
摘要： A hybrid airfoil for a gas turbine engine according to an exemplary embodiment of this disclosure can include a leading edge portion, a trailing edge portion, and an intermediate portion between the leading edge portion and the trailing edge portion. The leading edge portion can be made of a first material, the trailing edge portion can be made of a second material, and the intermediate portion can be made of a third material. At least two of the first material, the second material and the third material are different materials.
摘要翻译：根据本公开的示例性实施例的用于燃气涡轮发动机的混合翼型件可以包括前缘部分，后缘部分和前缘部分与后缘部分之间的中间部分。前缘部分可以由第一材料制成，后缘部分可以由第二材料制成，并且中间部分可以由第三材料制成。第一材料，第二材料和第三材料中的至少两种是不同的材料。

43. 发明申请

WO2013189506A1 A DEVICE FOR CONTROLLING A GAS FLOW, AN EXHAUST AFTERTREATMENT SYSTEM AND A SYSTEM FOR PROPELLING A VEHICLE 审中-公开
标题翻译：用于控制气体流动的装置，排气后处理系统和用于推进车辆的系统
公开(公告)号：WO2013189506A1
公开(公告)日：2013-12-27
申请号：PCT/EP2012/002580
申请日：2012-06-19
申请人： VOLVO LASTVAGNAR AB , KRAUSCHE, Sebastian , SUNDIN, Lars
发明人： KRAUSCHE, Sebastian , SUNDIN, Lars
IPC分类号： F01D17/16
CPC分类号： F04D27/002 , F01D17/165 , F02B47/08 , F04D17/10 , F05D2220/40 , F05D2240/121 , F05D2250/70
摘要： The present invention relates to a device for controlling a gas flow through a passage, wherein the device comprises a plurality of pivotable gas flow control vanes (27, 28). The pivot axes of a first and a second adjacent vane (27, 28) are spaced so that a trailing edge (47) of the first vane (27) overlaps a leading edge (48) of the second vane (28) when said first and second adjacent vanes (27, 28) are positioned in a first mutual end state for substantially restricting said gas flow through said passage (24). The second vane (28) comprises a recess (49) with such a shape that the trailing edge (47) of the first vane (27) is at least partly received in the recess when said first and second adjacent vanes (27, 28) are positioned in said first mutual end state.
摘要翻译：本发明涉及一种用于控制通过通道的气流的装置，其中该装置包括多个可枢转的气流控制叶片（27,28）。第一和第二相邻叶片（27,28）的枢转轴线间隔开，使得当所述第一叶片（27）的后缘（47）与第二叶片（28）的前缘（48）重叠时，第一叶片和第二相邻叶片（27,28）位于第一相互端部状态，用于基本上限制通过所述通道（24）的所述气体流。第二叶片（28）包括具有这样一种形状的凹槽（49），即当所述第一和第二相邻叶片（27,28）中时，第一叶片（27）的后缘（47）至少部分地容纳在凹槽中，位于所述第一相互结束状态。

44. 发明申请

WO2012157498A1 ガスタービンエンジン审中-公开
标题翻译：气体涡轮发动机
公开(公告)号：WO2012157498A1
公开(公告)日：2012-11-22
申请号：PCT/JP2012/061935
申请日：2012-05-10
申请人：株式会社IHI , 大北洋治
发明人：大北　洋治
IPC分类号： F01D9/02 , F01D9/04 , F02C7/18
CPC分类号： F01D5/08 , F01D5/143 , F01D5/145 , F01D5/186 , F01D9/041 , F05D2240/121 , F05D2240/81 , F05D2250/611 , F05D2260/202 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要：　このガスタービンエンジン（Ｓ１）は、複数のタービン翼（７ｂ）と、複数のタービン翼（７ｂ）に冷却空気を供給する冷却空気供給部（１１）と、を備える。また、流路面（３１）が、複数のタービン翼（７ｂ）の上流側に位置すると共に複数のタービン翼（７ｂ）が設置される基準面（３２）に連続するように、形成されている。この流路面（３１）は、タービン軸線（Ｌ）方向から見て複数のタービン翼（７ｂ）の前縁（７ｂ１）に重なる領域を少なくとも含み基準面（３２）よりも窪む窪み領域（３１ａ）と、タービン軸線（Ｌ）方向から見て複数のタービン翼（７ｂ）の前縁（７ｂ１）間の領域の少なくとも一部であって基準面（３２）よりも突出する突出領域（３１ｂ）と、を有する。
摘要翻译：燃气涡轮发动机（S1）设置有多个涡轮机叶片（7b）和向多个涡轮叶片（7b）供给冷却空气的冷却空气供给单元（11）。流动通道表面（31）位于多个涡轮机叶片（7b）的上游并且与安装有多个涡轮叶片（7b）的参考表面（32）连续地形成。流道面（31）包括：当从涡轮机轴线（L）的方向观察时，至少包括与多个涡轮叶片（7b）的前缘（7b1）重叠的区域的凹陷区域（31a），并且从所述参考表面（32）压下; 以及当从所述涡轮机轴线（L）的方向观察并从所述基准面（32）突出时，形成所述多个涡轮叶片（7b）的前缘（7b1）的至少一部分区域的突出区域（31b）。

45. 发明申请

WO2012134937A1 HIGH CAMBER STATOR VANE 审中-公开
标题翻译：高档门定位器
公开(公告)号：WO2012134937A1
公开(公告)日：2012-10-04
申请号：PCT/US2012/030070
申请日：2012-03-22
申请人： GENERAL ELECTRIC COMPANY , BEACHER, Brent, F. , CLARK, David, Scott , BREEZE-STRINGFELLOW, Andrew
发明人： BEACHER, Brent, F. , CLARK, David, Scott , BREEZE-STRINGFELLOW, Andrew
IPC分类号： F01D5/14 , F04D29/54
CPC分类号： F01D5/148 , F01D5/141 , F04D29/544 , F05D2240/121 , F05D2240/303 , F05D2250/71 , Y02T50/671 , Y02T50/673
摘要： A stator vane for a compressor is described. The stator vane has an airfoil root, an airfoil tip, a leading edge, a trailing edge, an inner span region, a midspan region and an outer span region, wherein the stator vane has a normalized camber profile that increases in the outer span region in a spanwise direction towards the tip and is more than 1.4 in the outer span region.
摘要翻译：描述了用于压缩机的定子叶片。定子叶片具有翼型根部，翼型端头，前缘，后缘，内跨距，中跨区域和外跨距区域，其中定子叶片具有在外跨距区域中增加的归一化的弧形轮廓在朝向尖端的翼展方向上，并且在外跨度区域中大于1.4。

46. 发明申请

WO2011064406A1 PROCEDE DE REALISATION D' UN RENFORT METALLIQUE D' AUBE DE TURBOMACHINE 审中-公开
标题翻译：用于制造涡轮发动机叶片的金属加固的方法
公开(公告)号：WO2011064406A1
公开(公告)日：2011-06-03
申请号：PCT/EP2010/068578
申请日：2010-11-30
申请人： SNECMA , CATTIEZ, Bernard, José, Michel , FLESCH, Thierry, Jean, Emile , GUINOIS, Jérôme , LEVEQUE, Stéphane André , MAROLLE, Philippe
发明人： CATTIEZ, Bernard, José, Michel , FLESCH, Thierry, Jean, Emile , GUINOIS, Jérôme , LEVEQUE, Stéphane André , MAROLLE, Philippe
IPC分类号： B23P15/04 , B23K9/04 , F04D29/38 , F01D5/14
CPC分类号： B23P15/04 , B21D26/021 , B21D26/055 , B21D53/78 , B23K9/044 , B23K11/004 , B23K20/1205 , B23K2201/001 , B29C65/48 , B29C65/483 , B29C65/484 , B29C66/12461 , B29C66/12463 , B29C66/301 , B29C66/53 , B29C66/721 , B29C66/742 , B29L2031/08 , B29L2031/082 , F01D5/147 , F01D5/282 , F04D29/023 , F04D29/324 , F05D2230/235 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/303 , F05D2240/304 , F05D2300/702 , Y10T29/49336
摘要： La présente invention concerne un procédé de réalisation d'un renfort métallique (30) de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine comportant successivement: - une étape (44) de positionnement d'une préforme (26, 70) au moyen d'un outillage (60) positionnant ladite préforme (26, 70) dans une position de sorte que ladite préforme (26, 70) présente à une extrémité une zone (28, 72) apte à recevoir du métal d'apport; - une étape (46) de construction d'une base (39) dudit renfort métallique (30) par rechargement de métal d'apport dans ladite zone (28), sous la forme de cordons de métal.
摘要翻译：本发明涉及一种用于制造用于涡轮发动机叶片的前缘或后缘的金属加强件（30）的方法，其包括：依次包括：用于通过设备定位预成型件（26,70）的台阶（44）（60）将所述预成型件（26,70）定位在使得所述预成型件（26,70）的一端具有能够接收填充金属的区域（28,72）的位置; 以及用于通过在所述区域（28）中用填料金属硬表面以金属珠的形式构造用于所述金属增强件（30）的基部（39）的台阶（46）。

47. 发明申请

WO2009139374A1 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン审中-公开
标题翻译：气体涡轮叶片和与此相同的气体涡轮机
公开(公告)号：WO2009139374A1
公开(公告)日：2009-11-19
申请号：PCT/JP2009/058824
申请日：2009-05-12
申请人：三菱重工業株式会社 , 羽田哲 , 由里雅則
发明人：羽田　哲 , 由里　雅則
IPC分类号： F01D5/18 , F02C7/18
CPC分类号： F01D25/12 , F01D5/187 , F05D2240/121 , F05D2240/303 , F05D2250/121 , F05D2250/13 , F05D2250/185 , F05D2260/221
摘要：　サーペンタイン流路の伝熱性能を向上させることができるガスタービン翼を提供する。翼の基端部側から先端部側にわたって延在する冷却流路（１２）が翼の前縁から後縁にかけて複数設けられ、これら冷却流路（１２）の少なくとも２つが基端部または先端部にて折り返して接続されたサーペンタイン流路を有するガスタービン翼（１）において、サーペンタイン流路は、サーペンタイン流路の最上流側の冷却流路（１２）から最下流側の冷却流路（１２）にかけて、流路断面積が順次小さく形成されている。
摘要翻译：一种能够增加蛇形流动通道的传热性能的燃气轮机叶片。其中，从叶片的前端至后缘形成有多个从叶尖的前端延伸到叶片的基端的冷却流路（12）的燃气轮机叶片（1）包括蛇形流通过在顶端或基端折叠至少两个冷却流动通道（12）而形成的通道，并将通道彼此连接。蛇形流路形成为使得其横截面积从蛇形流路的最上游侧的冷却流路（12）逐渐减少到其最下游侧的冷却流路（12）。

48. 发明申请

WO2009088031A1 タービン翼の冷却構造审中-公开
标题翻译：涡轮叶片冷却结构
公开(公告)号：WO2009088031A1
公开(公告)日：2009-07-16
申请号：PCT/JP2009/050113
申请日：2009-01-08
申请人：株式会社IHI , 独立行政法人宇宙航空研究開発機構 , 仲俣千由紀 , 山根敬 , 福山佳孝 , 馬場隆弘
发明人：仲俣千由紀 , 山根敬 , 福山佳孝 , 馬場隆弘
IPC分类号： F01D5/18 , F02C7/18
CPC分类号： F01D5/189 , F01D5/186 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/303 , F05D2240/304 , F05D2260/201 , F05D2260/205 , F05D2260/2212 , F05D2260/2214 , F05D2260/22141
摘要：　高温ガス１に曝されるタービン翼１０を高温ガスより低温の冷却空気２で冷却するタービン翼の冷却構造。タービン翼１０は、外面１１と、外面に対向する内面１２と、内面から冷却空気を外面に噴出してフィルム冷却するための複数のフィルム冷却穴１３と、内面に一体的に形成され内方に突出した複数の伝熱促進突起部１４とを有する。さらに内面より内側に位置し内部に冷却空気が供給される中空筒形のインサート２０を備え、インサートは内面１２をインピンジ冷却するための複数のインピンジ穴２１を有する。
摘要翻译：一种用于通过冷却空气（2）冷却暴露于热气体（1）的涡轮叶片（10）的涡轮叶片的冷却结构，该空气温度低于热气体。涡轮叶片（10）包括外表面（11），与外表面相对的内表面（12），多个薄膜冷却孔（13），用于通过将冷却空气从内表面吹入而冷却膜外表面和与内表面一体地形成并向内突出的多个传热促进突起（14）。涡轮叶片还包括中空圆柱形插入件（20），该中空圆柱形插入件位于比内表面更内侧的一侧并且供应冷却空气的一侧，并且该插入件具有多个冲击孔（21），用于冲击内部表面（12）。

49. 发明申请

WO2008055737A1 TURBINENSCHAUFEL 审中-公开
标题翻译：涡轮叶片
公开(公告)号：WO2008055737A1
公开(公告)日：2008-05-15
申请号：PCT/EP2007/059935
申请日：2007-09-20
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , GROSS, Heinz-Jürgen
发明人： GROSS, Heinz-Jürgen
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/187 , F05D2240/121 , F05D2240/303 , F05D2260/201 , F05D2260/22141
摘要： Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (10), mit mindestens einem Kühlelement (18) und einem Kühlkanal (14) zum Hindurchleiten eines Kühlmediums, in dessen Strömung das mindestens eine Kühlelement (18) angeordnet ist, bei der das mindestens eine Kühlelement (18) zapfenförmig ausgebildet ist. Die Erfindung betrifft ferner eine Turbinenschaufel mit einer Vorderkante (12), einem in der Turbinenschaufel (10) ausgebildeten Kühlkanal (14) zur Durchführung von Kühlluft, der sich wenigstens abschnittsweise längs der Strömungseintrittkante (12) erstreckt, und einer Anzahl von Kühlelementen (18), die in Längsrichtung des Kühlkanals (14) in diesem aufeinanderfolgend ortsfest angeordnet sind, wobei jedes einzelne Kühlelement (18) ein Kühlvermögen aufweist, welches einem vorgegebenen Kühlbedarf für die Vorderkante (12) in der Umgebung des Kühlelements (18) angepasst ist.
摘要翻译：本发明涉及一种涡轮机叶片（10），用于使冷却介质被布置在流的至少一个冷却元件（18）以及冷却管道（14），其中所述至少一个冷却元件（18），其中，所述至少一个冷却元件（18）Conicle 形成。本发明还涉及一种具有用于冷却空气，沿着流动进入棱边（12）中至少部分地延伸的通道形成一个在涡轮叶片（10）的前缘（12）的冷却通道（14）的涡轮叶片，以及多个冷却元件（18）固定地在冷却通道（14）在其中，其特征在于，每个冷却元件（18）具有适于用于在所述冷却元件（18）的接近所述前缘（12）规定的冷却要求的冷却能力的纵向方向上连续布置。

50. 发明申请

WO2018185070A2 TURBINENSCHAUFEL FÜR EINE GASTURBINE 审中-公开
公开(公告)号：WO2018185070A2
公开(公告)日：2018-10-11
申请号：PCT/EP2018/058426
申请日：2018-04-03
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： HERFURTH, Robert , FELSMANN, Christian , KLUCK, Michael , ARJAKINE, Nikolai , BURBAUM, Bernd , FLORES RENTERIA, Arturo , GRODZKI, Jacek , JUNGBLUTH, Matthias , KOHLHOFF, Eike , LORENZ, Thomas , MAIZ, Khaled , MEIS, Tobias , NEDDEMEYER, Torsten , STÖHR, Britta
CPC分类号： F01D5/147 , F01D5/005 , F01D5/28 , F01D5/282 , F01D5/288 , F02C7/30 , F05D2230/21 , F05D2240/121 , F05D2240/125 , F05D2240/303 , F05D2240/307 , F05D2300/121 , F05D2300/13 , F05D2300/175 , F05D2300/226 , F05D2300/228 , Y02T50/672 , Y02T50/673
摘要： Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (12, 30) für eine Gasturbine, mit einer Wand, die bei bestimmungsgemäßen Einsatz der Turbinenschaufel einem korrosiven Heißgas aussetzbar und die teilweise aus einem Gussmaterial hergestellt und als Schaufelblatt (16) mit einer von dem Heißgas (HG) anströmbaren Vorderkante (20) und einer Hinterkante (22) ausgestaltet ist, wobei zumindest ein Teil der restlichen Wand ein Material aufweist, welches zu der Gruppe der MAX-Phasen gehört. Um eine Turbinenschaufel mit erhöhter Temperaturbeständigkeit oder mit verbesserter Lebensdauer bereitzustellen, wird vorgeschlagen, dass zumindest Teile der Vorderkante (20) und/oder der daran angrenzende Bereiche aus MAX-Phasen gebildet sind.

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