具有内带和外带冷却的涡轮喷嘴的制作方法

本发明大体上涉及用于燃气涡轮的涡轮喷嘴。更具体而言，本发明涉及具有内带和外带冷却的涡轮喷嘴。

背景技术：

燃气涡轮如工业、飞行器或船舶燃气涡轮大体上包括以串流顺序的压缩机、燃烧器和涡轮。涡轮具有多个级，其中各个级包括一排涡轮喷嘴和设置在涡轮喷嘴下游的相邻的一排涡轮转子叶片。涡轮喷嘴在涡轮内保持静止，并且涡轮转子与转子轴一起旋转。各种涡轮级限定穿过涡轮的热气体路径。

在操作期间，压缩机提供压缩空气至燃烧器。压缩空气与燃料混合，并且在限定于燃烧器内的燃烧室或反应区中焚烧，以产生高速热气体流。热气体从燃烧器经由涡轮入口流动到涡轮的热气体路径中。在热气体流动穿过各个相继的级时，来自高速热气体的动能传递至成排的涡轮转子叶片，因此引起转子轴旋转并且产生机械功。

涡轮效率可至少部分地关于流动穿过涡轮热气体路径的热气体的温度。例如，热气体的温度越高，涡轮的总效率越高。热气体的最高温度至少部分地由涡轮构件如涡轮喷嘴和涡轮转子叶片的材料性质，以及由各种冷却回路的效力和循环穿过冷却回路来将冷却提供至各种涡轮构件的冷却介质限制。

涡轮喷嘴和涡轮转子叶片的第一级定位成最接近涡轮入口，并且因此暴露于最高热气体温度。第一级涡轮喷嘴包括在内带或护罩与外带或护罩之间的跨度中延伸的翼型件。内带和外带限定热气体路径的内流动边界和外流动边界，并且暴露于热气体。

第一级涡轮喷嘴典型地通过使冷却介质如压缩空气穿过沿径向延伸穿过涡轮喷嘴的翼型件部分的中心或芯部冷却通道来冷却。冷却介质的一部分流动穿过沿翼型件限定的各种膜孔，因此将膜冷却提供至翼型件。涡轮喷嘴的内带和外带经由后侧或冲击冷却来冷却。然而，后侧冷却的益处可为有限的。因此，具有改进的冷却的涡轮喷嘴将是有用的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点在以下描述中在下面阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。

本发明的一个实施例为一种涡轮喷嘴。涡轮喷嘴包括在从内带到外带的跨度中延伸的翼型件。内带和外带一起限定涡轮喷嘴的内流动边界和外流动边界。内带具有由一个或更多个内板至少部分地覆盖的气体侧表面。内带还包括在一个或更多个内板下方形成在气体侧表面内的多个冷却通道。外带具有由一个或更多个外板至少部分地覆盖的气体侧表面。外带还包括在一个或更多个外板下方形成在气体侧表面内的多个冷却通道。

本发明的另一个实施例为一种燃气涡轮。燃气涡轮包括压缩机、在压缩机下游的燃烧器，以及设置在燃烧器下游的涡轮。涡轮包括具有以串流顺序的一排涡轮喷嘴和一排涡轮转子叶片的级。至少一个涡轮喷嘴包括翼型件，其在从内带到外带的跨度中延伸，其中内带和外带限定涡轮喷嘴的内流动边界和外流动边界。内带包括由一个或更多个内板至少部分地覆盖的气体侧表面。内带还包括在一个或更多个内板下方形成在气体侧表面内的多个冷却通道。外带具有由一个或更多个外板至少部分地覆盖的气体侧表面。外带还包括在一个或更多个外板下方形成在气体侧表面内的多个冷却通道。

技术方案1.一种涡轮喷嘴，包括：

翼型件，其在从内带到外带的跨度中延伸，所述内带和所述外带限定所述涡轮喷嘴的内流动边界和外流动边界；

其中所述内带具有由一个或更多个内板至少部分地覆盖的气体侧表面，其中所述内带包括在所述一个或更多个内板下方形成在所述气体侧表面内的多个冷却通道；并且

其中所述外带具有由一个或更多个外板至少部分地覆盖的气体侧表面，其中所述外带包括在所述一个或更多个外板下方形成在所述气体侧表面内的多个冷却通道。

技术方案2.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案3.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的前缘部分与所述外带的前壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案4.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的压力侧壁与所述外带的压力侧壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案5.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案6.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的前缘部分与所述内带的前壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案7.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的压力侧壁与所述外带的压力侧壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案8.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括沿所述内带的前缘部分设置且在所述内带的压力侧壁与吸入侧壁之间延伸的至少一个冷却通道。

技术方案9.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括一组密集间隔的冷却通道和一组稀疏间隔的冷却通道。

技术方案10.根据技术方案1所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括一组密集间隔的冷却通道和一组稀疏间隔的冷却通道。

技术方案11.一种燃气涡轮，包括：

压缩机；

在所述压缩机下游的燃烧器；以及

设置在所述燃烧器下游的涡轮，其中所述涡轮包括具有一排涡轮喷嘴和一排涡轮转子叶片的级，至少一个涡轮喷嘴包括：

翼型件，其在从内带到外带的跨度中延伸，其中所述内带和所述外带限定所述涡轮喷嘴的内流动边界和外流动边界；

其中所述内带具有由一个或更多个内板至少部分地覆盖的气体侧表面，其中所述内带包括在所述一个或更多个内板下方形成在所述气体侧表面内的多个冷却通道；并且

其中所述外带具有由一个或更多个外板至少部分地覆盖的气体侧表面，其中所述外带包括在所述一个或更多个外板下方形成在所述气体侧表面内的多个冷却通道。

技术方案12.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案13.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的前缘部分与所述外带的前壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案14.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的压力侧壁与所述外带的压力侧壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案15.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案16.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的前缘部分与所述内带的前壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案17.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括限定在所述翼型件的压力侧壁与所述外带的压力侧壁之间的至少一个蛇线形冷却通道。

技术方案18.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括沿所述内带的前缘部分设置且在所述内带的压力侧壁与吸入侧壁之间延伸的至少一个冷却通道。

技术方案19.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述外带的所述多个冷却通道包括一组密集间隔的冷却通道和一组稀疏间隔的冷却通道。

技术方案20.根据技术方案11所述的燃气涡轮，其特征在于，所述内带的所述多个冷却通道包括一组密集间隔的冷却通道和一组稀疏间隔的冷却通道。

本领域技术人员将在审阅说明书时更好地认识到此类实施例及其它实施例的特征和方面。

附图说明

包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在包括参照附图的说明书的其余部分中更具体阐述，在该附图中：

图1为如可并入本发明的各种实施例的示例性燃气涡轮的示意图；

图2为如可并入在本发明的各种实施例中的燃气涡轮的示例性涡轮区段的截面侧视图；

图3为如可并入本发明的一个或更多个实施例的示例性涡轮喷嘴的透视侧视图；

图4为根据本发明的至少一个实施例的沿截面线4-4截取的如图3中所示的包括内带的涡轮喷嘴的一部分的截面俯视图；

图5为根据本发明的至少一个实施例的沿截面线5-5截取的如图3中所示的包括外带的涡轮喷嘴的一部分的截面仰视图；

图6为根据本发明的至少一个实施例的如图3中所示的涡轮喷嘴的外带部分的局部透视图；

图7为根据本发明的至少一个实施例的如图3中所示的涡轮喷嘴的内带部分的局部透视图；

图8为根据本发明的至少一个实施例的、如分别在图4和5中所示的、如可形成在涡轮喷嘴的内带或外带中的示例性冷却通道的截面视图；

图9为根据本发明的至少一个实施例的、如分别在图4和5中所示的、如可形成在涡轮喷嘴的内带或外带中的相邻冷却通道的俯视图；

图10为根据本发明的至少一个实施例的如图4中所示的涡轮喷嘴的一部分的截面俯视图；以及

图11为根据本发明的至少一个实施例的如图5中所示的涡轮喷嘴的一部分的截面仰视图。

部件列表

10燃气涡轮

12压缩机区段

14入口

16压缩机

18燃烧区段

20燃烧器

22涡轮区段

24涡轮

26转子轴

28轴向中心线

30涡轮级

30(a)第一涡轮级

30(b)第二涡轮级

30(c)第三涡轮级

32(a)涡轮喷嘴

32(b)涡轮喷嘴

32(c)涡轮喷嘴

34(a)涡轮转子叶片

34(b)涡轮转子叶片

34(c)涡轮转子叶片

36壳/壳体

38压缩空气

40燃烧气体流

100涡轮喷嘴

102主冷却通路

200内带

202气体侧

204后侧

206前壁/面

208后壁/面

210压力侧壁/面

212吸入侧壁/面

214冷却通道

214(a)密集组合的冷却通道

214(b)稀疏组合的冷却通道

216气体侧表面

218前缘部分-内带

220s形冷却通道

222s形冷却通道

224孔口

226内板

228排气端口

300内带

302气体侧

304后侧

306前壁/面

308后壁/面

310压力侧壁/面

312吸入侧壁/面

314冷却通道

314(a)密集组合的冷却通道

314(b)稀疏组合的冷却通道

316气体侧表面

318s形冷却通道

320s形冷却通道

322孔口

326外板

328排气端口

400翼型件

402内根部

404外根部

406前缘部分

408后缘部分

410吸入侧壁

412压力侧壁。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标号用于表示本发明的相似或类似的部分。

如本文中使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通道中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，而"下游"是指流体流至的方向。用语"径向地"是指大致垂直于特定构件的轴向中心线的相对方向，而用语"轴向地"是指大致平行于和/或同轴地对准于特定构件的轴向中心线的相对方向。

本文中使用的用语出于仅描述特定实施例的目的，并且不旨在限制本发明。如本文中使用的，单数形式"一"、"一个"和"该"旨在也包括复数形式，除非上下文另外清楚地指出。还将理解的是，用语"包括(comprises)"和/或"包含(comprising)"在用于本说明书中时表示叙述的特征、整数、步骤、操作、元件和/或构件的存在，但并未排除存在或添加一个或更多个其它特征、整数、步骤、操作、元件、构件和/或它们的组。

各个实例经由阐释本发明提供，而不限制本发明。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出改型和变型，而不脱离其范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可用于另一个实施例上以产生又一个实施例。因此，意图是，本发明覆盖如归入所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。

尽管本发明的示例性实施例将出于图示目的大体上在用于陆基发电燃气涡轮的涡轮喷嘴的背景下描述，但本领域技术人员将容易认识到，本发明的实施例可应用于任何型式或类型的燃气涡轮，并且不限于陆基发电燃气涡轮，除非权利要求中具体叙述。

现在参照附图，图1示出了如可并入本发明的各种实施例的示例性燃气涡轮10的示意图。如所示，燃气涡轮10大体上包括压缩机区段12，其具有设置在轴向压缩机16的上游端部处的入口14。燃气涡轮10还包括具有定位在压缩机16下游的一个或更多个燃烧器20的燃烧区段18，以及包括涡轮24如设置在燃烧区段18下游的膨胀涡轮的涡轮区段22。轴26沿燃气涡轮10的轴向中心线28轴向地延伸穿过压缩机16和涡轮24。

图2提供了如可并入本发明的各种实施例的示例性涡轮24的截面侧视图。如图2中所示，涡轮24可包括多个涡轮级30。例如，涡轮24可包括三个涡轮级30，其包括第一级30(a)、第二级30(b)和第三级30(c)。涡轮级30的总数可多于或少于三个，并且本发明的实施例不应当限于三个涡轮级，除非另外在权利要求中叙述。

如图2中所示，各个级30(a-c)包括以串流顺序的对应的一排涡轮喷嘴32(a),32(b)和32(c)，以及沿轴26(图1)轴向地间隔的对应的一排涡轮转子叶片34(a),34(b)和34(c)。壳体或壳36沿周向包绕涡轮喷嘴32(a-c)和涡轮转子叶片34(a-c)的各级30(a-c)。涡轮喷嘴32(a-c)在燃气涡轮10的操作期间保持关于涡轮转子叶片34(a-c)静止。

在操作中，如图1和2中共同所示，来自压缩机16的压缩空气38提供至燃烧器20，其中其与燃料混合并且焚烧来提供从燃烧器20流动到涡轮24中的热燃烧气体流40。压缩空气38的至少一部分可用作冷却介质，用于冷却涡轮的各种构件，如涡轮喷嘴32(a-c)和涡轮转子叶片32(a-c)。

图3提供了如可并入到如图2中所示的涡轮24中且如可并入本发明的各种实施例的示例性涡轮喷嘴100的透视图。涡轮喷嘴100可与涡轮喷嘴32(a-c)中的任一个对应或者代替其安装。在特定实施例中，涡轮喷嘴100与第一级30(a)的涡轮喷嘴32(a)对应，第一级30(a)的涡轮喷嘴32(a)还可在本行业中被称为一级喷嘴或s1n。

如图3中所示，涡轮喷嘴100包括内带200、与内带200沿径向间隔的外带300，以及在从内带200到外带300的跨度中延伸的翼型件400。内带200包括气体侧202和后侧204，后侧204定向在气体侧202的径向内侧。外带300包括气体侧302和后侧304，后侧304定向在气体侧302的径向外侧。如图2和3中共同所示，外带300的气体侧302和内带200的气体侧202限定用于在高速下从燃烧器20流动穿过涡轮24的热燃烧气体流40的内径向流动边界和外径向流动边界。

图4提供了如沿如图3中所示的截面线4-4截取的涡轮喷嘴100的一部分的截面俯视图，并且包括根据本发明的一个实施例的翼型件400的一部分和内带200。图5提供了如沿如图3中所示的截面线5-5截取的涡轮喷嘴100的一部分的截面仰视图，并且包括根据本发明的一个实施例的翼型件400的一部分和外带300。

如图4和5中共同所示，翼型件400包括设置成分别邻近内带200和外带300的前壁206,306的前缘部分406、设置成分别邻近内带200和外带300的后壁208,308的后缘部分408、吸入侧壁410以及压力侧壁412。

如图4中所示，内带200包括吸入侧壁210和压力侧壁212。如图5中所示，外带300包括吸入侧壁310和压力侧壁312。在各种实施例中，如图3,4和5中共同所示，涡轮喷嘴100包括和/或至少部分地限定主冷却通道102。在一个实施例中，主冷却通道102沿径向延伸穿过外带300、翼型件400和内带200。

在一个实施例中，如图4中所示，内带200限定加工、铸造或另外形成在内带200的顶面或气体侧表面216中的多个冷却通道214，并且如图5中所示，外带300限定加工、铸造或另外形成在外带300的顶面或气体侧表面316中的多个冷却通道314。

关于内带200，如图4中所示，冷却通道214可取决于内带200的特定冷却要求沿气体侧表面216设置在各种位置。例如，在特定实施例中，多个冷却通道214中的至少一些可布置或定向成以便遵循或大致遵循翼型件400的前缘部分406、吸入侧壁410、后缘部分408和压力侧壁412中的一个或更多个的曲率或轮廓。冷却通道214中的至少一些可设置成邻近内带200的吸入侧壁210或后壁208。在一个实施例中，冷却通道214中的至少一个沿内带200的前缘部分218在吸入侧壁210与压力侧壁212之间延伸。

在一个实施例中，如图4中所示，多个冷却通道214中的一个或更多个冷却通道为蛇线或"s"形。在特定实施例中，至少一个蛇线形冷却通道220设置在内带200的前壁206与翼型件400的前缘部分406之间。在特定实施例中，至少一个蛇线形或"s"形冷却通道222设置在翼型件的吸入侧壁410与内带200的后壁208之间。在特定实施例中，(多个)"s"形冷却通道220可具有沿冷却通道的长度或延伸的深度d的变化，以优化冷却特征。例如，(多个)"s"形冷却通道220可在中部中较深，并且在(多个)"s"形冷却通道220的相对端部处较浅。

多个孔口224限定用于冷却介质如压缩空气38从后侧204(图3)流动穿过内带200到冷却通道214中的一个或更多个中的流动路径。冷却通道214中的一个或更多个可构造成沿内带200的吸入侧壁210或压力侧壁212排出冷却介质。(多个)"s"形冷却通道220可具有多个孔口226和出口。例如，(多个)"s"形冷却通道220中的一个或更多个可具有限定成邻近"s"形冷却通道220的中间部分的孔口224，以及限定在"s"形冷却通道220的相对端部上的出口，或者可具有在相对端部处的两个孔口222，以及邻近"s"形冷却通道220的中间部分的出口。

关于外带300，如图5中所示，冷却通道314可取决于外带300的特定冷却要求沿气体侧表面316设置在各种位置。例如，在特定实施例中，多个冷却通道314中的至少一些可布置或定向成以便遵循或大致遵循翼型件400的前缘部分406、吸入侧壁410、后缘部分408和压力侧壁412中的一个或更多个的曲率或轮廓。冷却通道314中的至少一些可设置成邻近外带300的吸入侧壁310或后壁308。

在一个实施例中，如图5中所示，多个冷却通道314中的一个或更多个冷却通道318为蛇线或"s"形。在特定实施例中，多个冷却通道314包括设置在外带300的前壁306与翼型件400的前缘部分406之间的至少一个蛇线形冷却通道318。在特定实施例中，多个冷却通道314包括设置在翼型件400的压力侧壁412与外带300的压力侧壁312之间的至少一个蛇线形冷却通道320。在特定实施例中，"s"形冷却通道318中的一个或更多个可具有沿冷却通道318的长度或延伸的深度d的变化，以优化冷却特征。例如，(多个)"s"形冷却通道318可在中部中较深，并且在(多个)"s"形冷却通道318的相对端部处较浅。

多个孔口322限定用于冷却介质如压缩空气38从后侧304(图3)流动穿过外带300到冷却通道314中的一个或更多个中的流动路径。冷却通道314中的一个或更多个可构造成沿外带300的吸入侧壁310、压力侧壁312或后壁308排出冷却介质。(多个)"s"形冷却通道318中的一个或更多个可具有多个孔口322和出口。例如，(多个)"s"形冷却通道318中的一个或更多个可具有限定成邻近"s"形冷却通道318的中间部分的孔口322，以及限定在"s"形冷却通道318的相对端部上的出口，或者可具有在相对端部处的两个孔口322，以及邻近"s"形冷却通道318的中间部分的出口。

图6提供了根据本发明的一个实施例的如图5中所示的外带300的截面径向外视图。图6提供了根据本发明的一个实施例的如图4中所示的内带200的截面俯视图。在各种实施例中，沿外带300(图5)的气体侧表面316限定的冷却通道314经由一个或更多个外板326覆盖。在各种实施例中，沿内带200(图4)的气体侧表面216限定的冷却通道214经由一个或更多个内板226覆盖。在特定实施例中，如图6和7中所示，多个排气端口228,328由一个或更多个内板226和一个或更多个外板326中的一个或更多个限定。各个排气端口228,328提供从对应的冷却通道214,314分别穿过对应的内板226或外板326的流动路径，以便在燃气涡轮10的燃烧操作期间向内带200的气体侧202和外带300的气体侧302提供膜冷却。在特定实施例中，排气端口228,328中的一个或更多个可形成为使得冷却介质相对于燃烧气体流40的流动方向大致垂直地流出冷却通道214,314。在特定实施例中，排气端口228,328中的一个或更多个可形成为使得冷却介质相对于燃烧气体流40的流动方向成角地流出冷却通道214,314。在特定实施例中，排气端口228,328中的一个或更多个可具有至少部分椭圆形、圆形、三角形、矩形或正方形形状。在一个实施例中，排气端口228,328中的一个或更多个可形成为使得冷却介质扩散或传播横跨对应气体侧202,302的一部分。在特定实施例中，多个冷却通道214,314可经由冷却剂沟槽排出穿过公共排气端口228,328。

图8提供了可代表根据本发明的各种实施例的冷却通道214和314中的任一个的示例性冷却通道的截面视图。图9提供了可代表根据本发明的各种实施例的冷却通道214和314的相邻冷却通道的俯视图。尽管示例性冷却通道214和314在图8中示为具有大体上"u"形或半圆形截面轮廓，但将理解的是，冷却通道214和314可具有任何截面轮廓，并且不限于所示的"u"形截面轮廓，除非权利要求中另外叙述。在特定实施例中，冷却通道214和314可具有大致正方形截面轮廓、三角形、泪珠和/或燕尾或其它截面轮廓。截面轮廓的形状和/或尺寸可沿冷却通道214,314中的一个或更多个的长度变化。

在特定实施例中，如图8中所示，各个冷却通道214,314具有深度d、宽度w，并且各个冷却通道214,314的底部具有半径r。深度d可分别从气体侧表面216,316测量。如图9中所示，多个冷却通道214,314中的相邻冷却通道，或单个冷却通道的多个行程(pass)(如具有蛇线形冷却通道)以节距p间隔开。相邻冷却通道214,314之间的深度d、宽度w、半径r和节距p可至少部分地基于如内带200和外带300的壁厚和/或横跨内带200和外带300的气体侧202,302的热分布的因素来沿气体侧表面216,316变化。

图10提供了根据本发明的一个实施例的如图4中所示的内带200的截面俯视图。图11提供了根据本发明的一个实施例的如图5中所示的外带300的截面径向外视图。在特定实施例中，如图10中所示，内带200的多个冷却通道214可包括一组或更多组密集组合的冷却通道214(a)，以及一组或更多组稀疏组合的冷却通道214(b)。在特定实施例中，如图11中所示，外带300的多个冷却通道314可包括一组或更多组密集组合的冷却通道314(a)，以及一组或更多组稀疏组合的冷却通道314(b)。

在特定实施例中，关于内带200，构成一组密集组合的冷却通道214(a)的冷却通道214的宽度w等于半径r的大约两倍。构成一组稀疏组合的冷却通道214(b)的冷却通道214的宽度w等于半径r的大约两倍。构成一组稀疏组合的冷却通道214(b)的冷却通道214的深度d等于密集组合的冷却通道214(a)的深度d的大约1.3倍。相邻的稀疏组合的冷却通道214(b)之间的节距p或间距等于相邻的密集组合的冷却通道214(a)之间的节距p的大约两倍。

在一个实施例中，构成一组密集组合的冷却通道214(a)的冷却通道214的宽度w等于那些冷却通道的半径r的大约两倍。在一个实施例中，构成一组稀疏组合的冷却通道214(b)的冷却通道214的宽度w等于那些冷却通道的半径r的两倍。在一个实施例中，构成一组密集组合的冷却通道214(a)的冷却通道214的宽度w等于那些冷却通道的半径r的1.8倍到2.2倍之间。在特定实施例中，构成一组稀疏组合的冷却通道214(b)的冷却通道214的宽度214(b)可沿冷却通道214中的一个或更多个的延伸变化。例如，对应的冷却通道214的侧壁可成角或非垂直。

在特定实施例中，稀疏组合的冷却通道214(b)中的一个或更多个冷却通道214的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道214(a)中的一个或更多个冷却通道214的特定位置处的深度d的大约1.3倍到大约2.5倍之间。在一个实施例中，稀疏组合的冷却通道214(b)中的一个或更多个冷却通道214的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道214(a)的深度d的1.3倍到2.5倍之间。在一个实施例中，稀疏组合的冷却通道214(b)中的一个或更多个冷却通道214的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道214(a)的深度d的2.0倍到5.0倍之间。在一个实施例中，稀疏组合的冷却通道214(b)中的一个或更多个冷却通道214的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道214(a)的深度d的1.3倍。在特定实施例中，深度d可沿稀疏组合的冷却通道214(b)中的一个或更多个冷却通道214的延伸变化。

相邻的稀疏组合的冷却通道214(b)之间的节距p或间距等于相邻的密集组合的冷却通道214(a)之间的节距p的大约二倍到五倍之间。在特定实施例中，相邻的稀疏组合的冷却通道214(b)之间的节距p或间距等于相邻的密集组合的冷却通道214(a)之间的节距p的两倍。

在特定实施例中，关于外带300，构成一组密集组合的冷却通道314(a)的冷却通道314的宽度w等于半径r的大约两倍。构成一组稀疏组合的冷却通道314(b)的冷却通道314的宽度w等于半径r的大约两倍。构成一组稀疏组合的冷却通道314(b)的冷却通道314的深度d等于密集组合的冷却通道314(a)的深度d的大约1.3倍。相邻的稀疏组合的冷却通道314(b)之间的节距p或间距等于相邻的密集组合的冷却通道314(a)之间的节距p的大约两倍。

在一个实施例中，构成一组密集组合的冷却通道314(a)的冷却通道314的宽度w等于那些冷却通道的半径r的大约两倍。在一个实施例中，构成一组稀疏组合的冷却通道314(b)的冷却通道314的宽度w等于那些冷却通道的半径r的两倍。在一个实施例中，构成一组密集组合的冷却通道314(a)的冷却通道314的宽度w等于那些冷却通道的半径r的1.8倍到2.2倍之间。在特定实施例中，构成一组稀疏组合的冷却通道314(b)的冷却通道314的宽度314(b)可沿冷却通道314中的一个或更多个的延伸变化。例如，对应的冷却通道314的侧壁可成角或非垂直。

在特定实施例中，稀疏组合的冷却通道314(b)中的一个或更多个冷却通道314的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道314(a)中的一个或更多个冷却通道314的特定位置处的深度d的大约1.3倍到大约2.5倍之间。在一个实施例中，稀疏组合的冷却通道314(b)中的一个或更多个冷却通道314的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道314(a)的深度d的1.3倍到2.5倍之间。在一个实施例中，稀疏组合的冷却通道314(b)中的一个或更多个冷却通道314的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道314(a)的深度d的2.0倍到5.0倍之间。在一个实施例中，稀疏组合的冷却通道314(b)中的一个或更多个冷却通道314的特定位置处的深度d等于密集组合的冷却通道314(a)的深度d的1.3倍。在特定实施例中，深度d可沿稀疏组合的冷却通道314(b)中的一个或更多个冷却通道314的延伸变化。

相邻的稀疏组合的冷却通道314(b)之间的节距p或间距等于相邻的密集组合的冷却通道314(a)之间的节距p的大约两倍到五倍之间。在特定实施例中，相邻的稀疏组合的冷却通道314(b)之间的节距p或间距等于相邻的密集组合的冷却通道314(a)之间的节距p的两倍。

本文中提供的冷却通道214,314导致了优于用于涡轮喷嘴的离开冷却方案的各种技术优点。例如，本文中提供的冷却通道刚好分别在内板226或外板326下方沿气体侧表面216,316延伸。这防止了内带200和外带200的大部分暴露于燃烧气体流40的高温，因此随着时间的过去，防止了基体金属的软化并且改进了内带200和外带300的材料寿命。如本文中提出的冷却通道214,314可减少所需的冷却介质的量，并且将内带200和外带300的操作温度保持在可接受的极限内。

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