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1. 发明申请

WO2018045033A1 AIR COOLED TURBINE ROTOR BLADE 审中-公开
标题翻译：空气冷却的涡轮转子叶片
公开(公告)号：WO2018045033A1
公开(公告)日：2018-03-08
申请号：PCT/US2017/049384
申请日：2017-08-30
申请人： FLORIDA TURBINE TECHNOLOGIES, INC.
发明人： DOWNS, James P. , RAWLINGS, Christopher K.
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/187 , F01D5/186 , F01D9/041 , F01D25/12 , F05D2220/32 , F05D2250/185 , F05D2260/202 , F05D2260/205
摘要： A turbine rotor blade with a closed loop cooling circuit for an industrial gas turbine engine in which cooling air for the rotor blade is supplied and carried away to and from the rotor blade through the rotor shaft, and where the rotor blade includes a serpentine flow cooling circuit with an even number of legs or channels in which the cooling air is supplied to and discharge from the blade in the blade root. The closed loop rotor blade cooling circuit can be two four-pass serpentine flow cooling circuits or one six-pass serpentine flow cooling circuit.
摘要翻译：具有用于工业燃气涡轮发动机的闭环冷却回路的涡轮转子叶片，其中用于转子叶片的冷却空气被供应并通过转子轴从转子叶片运走并且其中转子叶片包括具有偶数个腿部或通道的蛇形流动冷却回路，其中冷却空气被供应到叶片根部中的叶片并从叶片排出。闭环转子叶片冷却回路可以是两个四通蛇形流冷却回路或一个六通蛇形流冷却回路。

2. 发明申请

WO2017171764A1 TURBINE AIRFOIL WITH INTERNAL COOLING CHANNELS HAVING FLOW SPLITTER FEATURE 审中-公开
标题翻译：具有内部冷却通道的涡轮机叶片具有流动分流器特征
公开(公告)号：WO2017171764A1
公开(公告)日：2017-10-05
申请号：PCT/US2016/025128
申请日：2016-03-31
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： MARSH, Jan H. , SANDERS, Paul A. , LANDRUM, Evan C.
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/189 , F01D5/186 , F01D5/188 , F01D9/041 , F05D2220/32 , F05D2240/121 , F05D2240/122 , F05D2240/127 , F05D2240/24 , F05D2250/185 , F05D2260/202 , F05D2260/221 , F05D2260/2212
摘要： An airfoil (10) includes at least one internal cooling channel (A-F) extending in the radial direction and adjoined on opposite sides by an airfoil pressure sidewall (16) and an airfoil suction sidewall (18). An internal surface (16a) of the airfoil pressure sidewall (16) and an internal surface (18a) of the airfoil suction sidewall (18) define heat transfer surfaces in relation to a coolant flowing through the internal cooling channel (A-F). A flow splitter feature (90) is located in a flow path of the coolant in the internal cooling channel (A-F) between the pressure and suction sidewalls (16, 18). The flow splitter feature (90) is effective to create a flow separation region downstream of the flow splitter feature (90), whereby coolant flow velocity is locally increased along the internal surfaces (16a, 18a) of the pressure and suction sidewalls (16, 18).
摘要翻译：翼型（10）包括至少一个沿径向方向延伸且通过翼型压力侧壁（16）和翼型吸入侧壁（18）在相对侧上邻接的至少一个内部冷却通道（A-F）。翼型压力侧壁16的内表面16a和翼型吸入侧壁18的内表面18a限定了相对于流经内部冷却通道A-F的冷却剂的传热表面。分流器特征（90）位于压力和抽吸侧壁（16,18）之间的内部冷却通道（A-F）中的冷却剂的流动路径中。分流器特征（90）有效地在分流器特征（90）的下游形成流分离区域，由此冷却剂流动速度沿着压力和吸入侧壁（16,16）的内表面（16a，18a）局部地增加， 18）。

3. 发明申请

WO2016133982A1 FORMING COOLING PASSAGES IN THERMAL BARRIER COATED, COMBUSTION TURBINE SUPERALLOY COMPONENTS 审中-公开
标题翻译：热障涂层成型冷却通道，燃油涡轮机超级组件
公开(公告)号：WO2016133982A1
公开(公告)日：2016-08-25
申请号：PCT/US2016/018209
申请日：2016-02-17
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： MERRILL, Gary B. , SHIPPER, Jonathan E., Jr. , HITCHMAN, Cora
IPC分类号： F01D11/12 , F01D11/08 , F01D5/18 , F01D5/28
CPC分类号： F01D11/122 , B22C7/02 , B22C9/24 , B22D25/02 , B22D29/001 , B23H1/00 , B23K26/382 , B23P15/02 , C23C4/02 , C23C4/073 , C23C4/18 , C23C28/3215 , C23C28/3455 , F01D5/14 , F01D5/18 , F01D5/186 , F01D5/28 , F01D5/288 , F01D11/08 , F01D11/127 , F04D29/526 , F04D29/685 , F05D2230/10 , F05D2230/30 , F05D2230/90 , F05D2250/12 , F05D2250/15 , F05D2250/182 , F05D2250/183 , F05D2250/184 , F05D2250/185 , F05D2250/23 , F05D2250/282 , F05D2250/292 , F05D2250/294 , F05D2250/75 , F05D2260/202 , F05D2260/22141 , F05D2300/175 , F05D2300/611
摘要： Delamination of thermal barrier coatings ("TBC's") (276) from superalloy substrates (262) of components (260) for turbine engines (80), such as engine blades (92), vanes (104, 106), or castings in transitions (85), is inhibited during subsequent cooling passage (270) formation. Partially completed cooling passages (264), which have skewed passage paths that end at a terminus (268), which is laterally offset from the passage entrance (266), are formed in the superalloy component (260) prior to application of the TBC layer(s) (276). The skewed, laterally offset path of each partially completed cooling passage (264) establishes an overhanging shield layer (269) of superalloy material that protects the TBC layer (276) during completion of the cooling passage (270).
摘要翻译：用于涡轮发动机（80）的组件（260）的超级合金基底（262），例如发动机叶片（92），叶片（104,106）或过渡中的铸件的隔热涂层（“TBC”）（276）（85）在随后的冷却通道（270）形成期间被抑制。在施加TBC层之前，在超合金部件（260）中形成有部分完成的冷却通道（264），该冷却通道（264）在偏离通道入口（266）的横向偏移的末端（268）处具有偏斜的通道，（276）。每个部分完成的冷却通道（264）的倾斜横向偏移路径建立了在冷却通道（270）完成期间保护TBC层（276）的超合金材料的悬垂屏蔽层（269）。

4. 发明申请

WO2015130535A1 TURBINE ABRADABLE LAYER WITH PROGRESSIVE WEAR ZONE TERRACED RIDGES 审中-公开
标题翻译：涡轮增压层与渐进磨损区域的RIDGES
公开(公告)号：WO2015130535A1
公开(公告)日：2015-09-03
申请号：PCT/US2015/016465
申请日：2015-02-19
申请人： SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： LEE, Ching-Pang , THAM, Kok-Mun , AZAD, Gm Salam , GAO, Zhihong , HITCHMAN, Neil , SANSOM, David G. , ALLMON, Barry L.
IPC分类号： F01D11/12
CPC分类号： F01D11/00 , F01D11/08 , F01D11/12 , F01D11/122 , F01D25/24 , F05D2220/32 , F05D2240/11 , F05D2250/181 , F05D2250/185 , F05D2300/6033
摘要： Turbine and compressor casing abradable component embodiments for turbine engines, with composite grooves and vertically projecting rows of stepped first ridges in planform patterns, to reduce, redirect and/or block blade tip airflow leakage downstream into the grooves rather than from turbine blade airfoil high to low pressure sides. Each stepped first ridge has a first portion (332B) proximal the substrate surface with a pair of first opposed lateral walls (335B, 336B) terminating in a plateau (334B) having a first cross sectional width, and a second portion (332A) with a pair of second opposed lateral walls (335A, 336A) terminating in a ridge tip (334A) having a second cross sectional width smaller than the first cross sectional width. These ridge or rib embodiments have first lower and second upper wear zones. The lower zone, which at and below first portion height, optimizes engine airflow characteristics, while the upper zone, between the plateau and the second portion ridge is optimized to minimize blade tip gap and wear by being more easily abradable than the lower zone.
摘要翻译：用于涡轮发动机的涡轮机和压缩机壳体可磨损部件实施例，其具有平面状图案中的复合凹槽和垂直突出的阶梯状第一脊的行，以减少，重定向和/或阻挡下游进入凹槽的叶片尖端气流泄漏，而不是从涡轮叶片翼型件高到低压侧。每个阶梯形的第一脊具有靠近基底表面的第一部分（332B），具有终止于具有第一横截面宽度的平台（334B）中的一对第一相对的侧壁（335B，336B）和具有第一部分终止于具有小于第一横截面宽度的第二横截面宽度的脊尖端（334A）中的一对第二相对侧壁（335A，336A）。这些脊或肋实施例具有第一下和第二上磨损区。在第一部分高度处和下方的下部区域优化发动机气流特性，同时优化平台和第二部分脊之间的上部区域，以通过比下部区域更容易磨损来最小化叶片尖端间隙和磨损。

5. 发明申请

WO2015130526A2 TURBINE COMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED GROOVE FEATURES 审中-公开
标题翻译：涡轮部件热障涂层与裂缝分离工程设计特点
公开(公告)号：WO2015130526A2
公开(公告)日：2015-09-03
申请号：PCT/US2015/016318
申请日：2015-02-18
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： SUBRAMANIAN, Ramesh , HITCHMAN, Neil , ZOIS, Dimitrios , SHIPPER, Jr., Jonathan E. , SCHILLIG, Cora
CPC分类号： B22D25/02 , B22C7/02 , B22C9/24 , B22D29/001 , C23C4/02 , C23C4/073 , C23C4/18 , C23C28/3215 , C23C28/3455 , F01D5/18 , F01D5/186 , F01D5/187 , F01D9/023 , F01D11/08 , F01D11/122 , F01D11/127 , F01D25/12 , F04D29/526 , F04D29/685 , F05D2220/32 , F05D2230/00 , F05D2230/211 , F05D2230/30 , F05D2230/90 , F05D2240/11 , F05D2250/12 , F05D2250/15 , F05D2250/182 , F05D2250/183 , F05D2250/184 , F05D2250/185 , F05D2250/23 , F05D2250/282 , F05D2250/292 , F05D2250/294 , F05D2250/60 , F05D2250/75 , F05D2260/202 , F05D2260/22141 , F05D2300/175 , Y02T50/672 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要： Engineered groove features (EGFs) are formed within thermal barrier coatings (TBCs) of turbine engine components. The EGFs are advantageously aligned with likely stress zones within the TBC or randomly aligned in a convenient two-dimensional or polygonal planform pattern on the TBC surface and into the TBC layer. The EGFs localize thermal stress- or foreign object damage (FOD)-induced crack propagation within the TBC that might otherwise allow excessive TBC spallation and subsequent thermal exposure damage to the turbine component underlying substrate. Propagation of a crack is arrested when it reaches an EGF, so that it does not cross over the groove to otherwise undamaged zones of the TBC layer. In some embodiments, the EGFs are combined with engineered surface features (ESFs) that are formed in the component substrate or within intermediate layers applied between the substrate and the TBC.
摘要翻译：在涡轮发动机部件的热障涂层（TBC）内形成工程槽特征（EGF）。 EGF有利地与TBC内的可能的应力区域对准，或者以TBC表面和TBC层中的方便的二维或多边形平面图案随机排列。 EGF将局部热应激或异物损伤（FOD）引起TBC内的裂纹扩展，否则可能会导致过度的TBC剥落和随后对基底下的涡轮部件的热暴露损伤。裂缝的传播在到达EGF时被阻止，使得它不会越过沟槽到TBC层的未损坏的区域。在一些实施方案中，EGF与在组分衬底中形成的工程化表面特征（ESF）或施加在衬底和TBC之间的中间层内组合。

6. 发明申请

WO2015035363A1 INCIDENCE TOLERANT ENGINE COMPONENT 审中-公开
标题翻译：发动机容错发动机部件
公开(公告)号：WO2015035363A1
公开(公告)日：2015-03-12
申请号：PCT/US2014/054725
申请日：2014-09-09
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： SLAVENS, Thomas N. , ZELESKY, Mark F. , KOHLI, Atul , BRADSHAW, Sean D. , GAUTSCHI, Steven Bruce
IPC分类号： F01D5/14 , F01D5/18 , F02C7/18 , F04D29/58 , F04D29/38
CPC分类号： F01D5/187 , F01D5/147 , F01D9/041 , F01D11/08 , F01D25/12 , F04D29/083 , F04D29/324 , F04D29/325 , F04D29/542 , F04D29/5846 , F05D2220/32 , F05D2240/303 , F05D2240/305 , F05D2240/306 , F05D2250/185 , F05D2260/202 , F05D2260/204
摘要： This disclosure relates to a gas turbine engine including a component having a leading edge, a pressure side and a suction side opposite the pressure side. The component includes a first group of showerhead holes in the leading edge and a second group of showerhead holes in one of the pressure side and the suction side. The component further includes a first core passageway and a second core passageway separate from the first core passageway. The first core passageway and the second core passageway are in communication with a respective one of the first group of showerhead holes and the second group of showerhead holes.
摘要翻译：本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其包括具有前缘，压力侧和与压力侧相对的吸力侧的部件。该部件包括在前缘中的第一组喷头孔和在压力侧和吸力侧之一中的第二组喷头孔。该部件还包括与第一芯通道分开的第一芯通道和第二芯通道。第一芯通道和第二芯通道与第一组喷头孔和第二组喷头孔中的相应一个连通。

7. 发明申请

WO2014105108A1 GAS TURBINE ENGINE COMPONENT HAVING VASCULAR ENGINEERED LATTICE STRUCTURE 审中-公开
标题翻译：具有瓦斯工程尺寸结构的气体涡轮发动机部件
公开(公告)号：WO2014105108A1
公开(公告)日：2014-07-03
申请号：PCT/US2013/032003
申请日：2013-03-15
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： MONGILLO, Dominic J. , PROPHETER-HINCKLEY, Tracy A. , ZELESKY, Mark F. , WAGNER, Joel H. , SLAVENS, Thomas N.
IPC分类号： F01D5/14 , F02C7/00
CPC分类号： F01D5/186 , B22F3/1055 , B23P15/26 , B33Y10/00 , B33Y70/00 , B33Y80/00 , F01D5/147 , F01D5/18 , F01D5/183 , F01D5/184 , F01D5/187 , F01D9/02 , F01D11/08 , F01D25/08 , F01D25/24 , F02C7/18 , F05D2250/185 , F05D2260/204 , Y10T29/49318 , Y10T29/49337 , Y10T29/49343 , Y10T29/49352 , Y10T428/249921
摘要： A component according to an exemplary aspect of the present disclosure includes, among other things a wall and a vascular engineered lattice structure formed inside of the wall. The vascular engineered lattice structure defines a hollow vascular structure configured to communicate a fluid through the vascular engineered lattice structure. The vascular engineered lattice structure has at least one inlet hole and at least one outlet hole that communicates the fluid into and out of the hollow vascular structure.
摘要翻译：根据本公开的示例性方面的部件尤其包括形成在壁内部的壁和血管工程格子结构。血管工程格子结构限定了中空血管结构，其构造成使流体通过血管工程化晶格结构。血管工程格子结构具有至少一个入口孔和至少一个出口孔，其将流体与中空血管结构连通。

8. 发明申请

WO2013120560A1 TURBINENLEITSCHAUFEL MIT EINEM DROSSELELEMENT 审中-公开
标题翻译：与反应器ELEMENT涡轮叶片
公开(公告)号：WO2013120560A1
公开(公告)日：2013-08-22
申请号：PCT/EP2012/075256
申请日：2012-12-12
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： AHMAD, Fathi , KURT, Nihal , NITSCHE, Mario , SCHÜLER, Marco , VARNHOLT, Andreas
IPC分类号： F01D5/18 , F01D9/02
CPC分类号： F01D5/188 , F01D5/187 , F01D9/02 , F05D2250/185 , F05D2260/221
摘要： Die Erfindung betrifft eine Turbinenleitschaufel (10) mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt (14), welches ein mit einem Drosselelement (32) ausgestattetes Kanalsystem (28) aus Kanalabschnitten (26) zur Führung von Kühlmittel aufweist. Um eine alternative Turbinenleitschaufel (10) bereitzustellen, bei der sowohl ein im Inneren strömender Kühlmittelteilstrom als auch ein aus der Turbinenleitschaufel (10) wieder herausgeführter Kühlmittelteilstrom einstellbar ist, wird vorgeschlagen, dass das Drosselelement (32) zur Entnahme von Kühlmittel ausgestaltet ist.
摘要翻译：本发明涉及一种涡轮叶片（10），其具有空气动力学弯曲叶片（14）配有一节流元件具有（32）配备信道系统（28）包括通道部分（26），用于引导冷却装置包括。一种替代涡轮叶片（10），同时提供从涡轮机叶片（10）还流过的内部是在冷却剂部分流可调引出部分冷却剂流作为再次，它建议，所述节流元件（32）被设计用于除去冷却剂的。

9. 发明申请

WO2013101761A1 AIRFOIL COOLING CIRCUIT 审中-公开
标题翻译：空气冷却电路
公开(公告)号：WO2013101761A1
公开(公告)日：2013-07-04
申请号：PCT/US2012/071385
申请日：2012-12-21
申请人： GENERAL ELECTRIC COMPANY
发明人： BUHLER, Jared, Peter , ALLEN, Marshall, Scott , DEMERS, Daniel, Edward , MANNING, Robert, Francis
IPC分类号： F01D5/18 , F01D9/04
CPC分类号： F01D5/188 , F01D5/189 , F01D9/02 , F05D2250/185 , F05D2260/201 , Y02T50/676
摘要： An airfoil cooling circuit includes an impingement cooling circuit and a serpentine cooling circuit. An airfoil for use in a gas turbine engine having a cooling circuit which includes an impingement cooling circuit and a serpentine cooling circuit
摘要翻译：翼型冷却回路包括冲击冷却回路和蛇形冷却回路。一种在具有冷却回路的燃气涡轮发动机中使用的翼型件，该冷却回路包括冲击冷却回路和蛇形冷却回路

10. 发明申请

WO2013060499A1 OBERFLÄCHE MIT SPEZIELL AUSGEFORMTEN VERTIEFUNGEN UND BAUTEIL 审中-公开
标题翻译：与特别好形状和部件表面
公开(公告)号：WO2013060499A1
公开(公告)日：2013-05-02
申请号：PCT/EP2012/066062
申请日：2012-08-17
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , AHMAD, Fathi , MENKE, Christian , PAUL, Uwe
发明人： AHMAD, Fathi , MENKE, Christian , PAUL, Uwe
IPC分类号： F01D5/28 , F23R3/00
CPC分类号： F01D5/284 , F01D5/288 , F05D2250/184 , F05D2250/185 , F05D2260/202 , F05D2300/20 , F05D2300/21 , F05D2300/611 , F23M5/02 , F23M2900/05004 , F23R3/002 , F23R3/007 , F23R2900/00019 , Y02T50/673 , Y02T50/676 , Y10T428/24479
摘要： Durch die besondere asymmetrische Gestaltung in einer Vertiefung (4) einer keramischen Oberfläche (19) können thermomechanisch induzierte Spannungen in der Keramik während des Betriebs einer Komponente besser abgebaut werden und damit der Rißfortschritt und die darauffolgende Abplatzung der Keramikschicht von der Komponente reduziert und sogar verhindert werden. Ebenfalls verbessert sich die Aerodynamik des Kühlluftstroms im Bereich dieser hier vorgeschlagenen Geometrien der Vertiefungen.
摘要翻译：由于在陶瓷热 - 机械诱导应力的陶瓷表面（19）的凹部（4）的特殊的不对称设计可以更好地减小，因此裂纹扩展和陶瓷层的随后的剥落可通过该组件能够减少和甚至一个组件的操作期间防止，另外，在凹部的这里提出的几何形状的区域中的冷却空气流的空气动力特性得到改善。

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